JP6370790B2

JP6370790B2 - 航空機群用主翼付根挿入システム

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Publication number: JP6370790B2
Application number: JP2015534505A
Authority: JP
Inventors: ペリー・ニコラス・レア
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2012-09-27
Filing date: 2013-08-28
Publication date: 2018-08-08
Anticipated expiration: 2033-08-28
Also published as: EP2872396A1; JP2015533716A; WO2014051923A1; EP2872396B1; US10118686B2; CN104540730B; US20140084110A1; CN104540730A

Description

航空機の設計および検査は高価で時間のかかるプロセスである。典型的なプロセスは、航空機の最初のモデルを開発し、試作品を作った後、その試作品を検査することである。後に特定の市場向けにより多くのペイロード積載量および／またはより長い飛行距離が必要とされる場合、標準的な技術は、機外主翼の翼幅延長、主翼後縁の延長など、主翼の一部を変更することである。これらの方法は費用がかかり、また提供できる利益も非常に限られている。あるいは、試作品を、より大きなペイロード容量および／または長い飛行距離向けにすることも可能であり、その場合、後に別の市場向けにより短い飛行距離および／またはより小さなペイロード容量が必要とされ、したがって、主翼は短くなるように変更される。いずれにせよ、所望の距離および／またはペイロード容量を達成するために、主翼および／または胴体を完全にデザイン変更して検査することが必要な場合が多く、このようなデザイン変更および検査もまた高価なプロセスである。

上記の点から見て、当分野において、航空機群のうち、少なくとも二つの異なる構成要素に使用可能な単一の胴体・主翼デザインが必要である。

本発明の概要が下記に発明を実施するための形態においてさらに説明する概念の抜粋を単純化した形で紹介するために提供されていることが分かるはずである。本発明の概要は、特許請求の範囲の主題の範囲を限定するために使用されることを意図するものではない。

本明細書に記載された概念および技術は、航空機群のうち、少なくとも二つの異なる構成要素に使用可能な単一で共通の胴体・主翼セットデザインを提供する。本開示の一態様によれば、航空機構造は、中心部カットアウト領域を有する共通の胴体と、共通の一対の主翼（主翼セット）を備え、胴体と主翼セットは、どちらの実質的な部分変更もさらなる検査も行うことなく、二つの異なる構成で使用されるように設計されている。

より短い距離またはより低いペイロードの構成など、一方の構成では、主翼が胴体に挿入されて結合され、主翼付根同士が中心部カットアウトの胴体の中心線において中心線結合で結合される。各主翼は、スパンにわたって変化するがほぼ全スパンにわたって延伸する翼型を有する。主翼セットの二つの主翼はほぼ互いの鏡像である。主翼の一部が胴体の内部に位置することにより、実際に主翼の翼型の一部が胴体の内部に位置して航空機に揚力を与えない。

より長い距離またはより高いペイロードの構成など、他方の構成では、中心部部品が胴体の中心部カットアウト領域に挿入されて胴体に結合され、主翼付根が胴体側面結合で中心部部品に結合される。これにより、各主翼の全スパンが航空機に揚力を与える。主翼ボックスなどの挿入された中心部部品は、追加の燃料スペースおよび／または貨物収納スペースを提供することができる。

本開示の別の態様によれば、航空機構造は、中心部カットアウト領域を有する胴体と、単一の主翼を備える。胴体と主翼は、どちらの実質的な部分変更もさらなる検査も行うことなく、二つの異なる構成で使用されるように設計されている。より短い距離またはより低いペイロードの構成の場合、単一の主翼を胴体に挿入し、結合することができる。より長い距離またはより高いペイロードの構成の場合、単一の主翼を、さらにその中心線において二つの主翼部分に分割することができ、二つの主翼部分を、胴体に挿入されて結合された中心部部品に胴体側面結合で結合することができる。単一の主翼は、スパンにわたって変化するがほぼ全スパンにわたって延伸する翼型を有する。二つの主翼部分はほぼ互いの鏡像である。

別の態様によれば、中心線結合構成で使用される一方のデザインと、胴体側面結合構成で使用される他方のデザインの、二つの異なるフェアリングデザインがある。

別の態様によれば、主翼付根は、中心線結合構成の場合に胴体に対して内側に移動させられ、胴体側面結合構成の場合に胴体に対して外側に移動させられる。

この単一で共通の胴体・主翼デザインは、短距離輸送またはより小さいペイロードのモデルと、より長距離輸送またはより高いペイロードのモデルなど、航空機群のうち、二つの異なる構成またはモデルを便利に提供し、二つの異なる構成向けに二つの異なる胴体と二つの異なる主翼セットを設計する場合と比較して、時間およびコストの大幅な節約をもたらす。

本開示の一態様によれば、（a）中心線と、中心部部品を受け入れるように構成された中心部カットアウトと、中心部カットアウトにおける幅を有する胴体と、（b）それぞれ主翼付根と、スパンと、ほぼ全スパンにわたる翼型を有し、互いにほぼ鏡像である一対の主翼を備え、胴体と主翼は、第1の構成または第2の構成のうち、選択された一方で組み合わされるように構成され、第1の構成では、中心部カットアウトに挿入され胴体に結合された中心部部品をさらに備え、両主翼付根が胴体側面結合によって中心部部品の両側に接続され、第2の構成では、両主翼が胴体に接続され、さらに中心部カットアウトにおいて中心線結合で互いに接続されているとともに、各主翼の翼型の一部分が胴体の内部に位置する、航空機構造が提供される。

有利には、主翼が、付根において第1の翼型サイズを、上記一部分の付根から遠い方の端部において第2の翼型サイズを有し、第1の一対の胴体・主翼フェアリングまたは第2の一対の胴体・主翼フェアリングのうち、選択された一対をさらに備え、第1の一対のフェアリングが、第1の構成で使用される第1の翼型サイズに対応するように構成され、第2の一対のフェアリングが、第2の構成で使用される第2の翼型サイズに対応するように構成され、選択されたフェアリングのそれぞれが胴体および主翼の両方に接続されている。

有利には、各主翼が、上記構成のうちの一方で使用される、主翼付根から第1の所定距離の位置にある第1のエンジンマウントと、上記構成のうちの他方で使用される、主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2のエンジンマウントを備える。好ましくは、第2の所定距離は、最大で上記幅の半分だけ第1の所定距離と異なっている。

有利には、中心部部品が主翼ボックスを備えている。

有利には、各主翼がフラップを有しており、上記一方の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、上記他方の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有する。

有利には、各主翼がフラップを有しており、第1の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、第2の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有するとともに、主翼が第3の所定長さのスペーサーを有し、第1の所定長さが第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである。

本開示のさらに別の態様によれば、（a）中心線と、中心部部品を受け入れるように構成された中心部カットアウトと、中心部カットアウトにおける幅を有する胴体と、（b）翼幅と、中心線と、ほぼ全翼幅にわたる翼型を有し、中心線において対向する主翼付根を備える互いにほぼ鏡像の二つの主翼部分に中心線に沿って分割可能に構成された主翼を備え、胴体と主翼は、第1の構成または第2の構成のうち、選択された一方で組み合わされるように構成され、第1の構成では、中心部カットアウトに挿入され胴体に結合された中心部部品をさらに備え、主翼が、第1の上記主翼部分と第2の上記主翼部分に分割されており、上記両主翼部分の主翼付根が胴体側面結合によって中心部部品の両側に接続され、第2の構成では、主翼が中心部カットアウトに挿入されて胴体に接続され、主翼の中心線が胴体の中心線と一致しているとともに、主翼の翼型の中心部分が胴体の内部に位置する、航空機構造が提供される。

有利には、主翼が、付根において第1の翼型サイズを、中心部分の両端部において第2の翼型サイズを有し、第1の一対の胴体・主翼フェアリングまたは第2の一対の胴体・主翼フェアリングのうち、選択された一対をさらに備え、第1の一対のフェアリングが、第1の構成で使用される第1の翼型サイズに対応するように構成され、第2の一対のフェアリングが、第2の構成で使用される第2の翼型サイズに対応するように構成され、選択された一対のフェアリングが胴体および主翼の両方に接続されている。

有利には、主翼が、上記構成のうちの一方で使用される、主翼付根から第1の所定距離の位置にある第1の一対のエンジンマウントと、上記構成のうちの他方で使用される、主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2の一対のエンジンマウントを備える。好ましくは、第2の所定距離は、最大で上記幅の半分だけ第1の所定距離と異なっている。

有利には、中心部部品が主翼ボックスを備えている。

有利には、主翼が主翼の中心線の両側に一対のフラップを有しており、上記一方の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、上記他方の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有する。

有利には、主翼が主翼の中心線の両側に一対のフラップを有しており、上記一方の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、上記他方の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有するとともに、主翼がそれぞれ第3の所定長さを有する一対のスペーサーを有し、第1の所定長さが第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである。

本開示のさらに別の態様によれば、中心線と、中心部部品を受け入れるように構成された中心部カットアウトと、中心部カットアウトにおける幅を有する胴体を提供するステップと、それぞれ付根と、スパンと、ほぼ全スパンにわたる翼型を有し、互いにほぼ鏡像である一対の主翼を提供するステップと、中心部部品を中心部カットアウトに挿入して胴体に結合し、主翼付根を胴体側面結合で中心部部品に取り付けることによって、第1の航空機構造を提供するステップ（a）または主翼を中心部カットアウトに挿入し、主翼同士を中心線結合で互いに接続し、主翼を胴体に接続することによって、各主翼の翼型の一部分が胴体の内部に位置する第2の航空機構造を提供するステップ（b）のどちらか一方を備える、航空機構造を提供する方法が提供される。

有利には、上記方法は、第1の一対の胴体・主翼フェアリングまたは第2の一対の胴体・主翼フェアリングのうち、選択された一対を提供するステップをさらに備え、第1の一対のフェアリングが、第1の構成で使用される第1の翼型サイズに対応するように構成され、第2の一対のフェアリングが、第2の構成で使用される第2の翼型サイズに対応するように構成され、選択されたフェアリングのそれぞれを胴体および主翼の両方に接続するステップをさらに備える。

有利には、上記方法は、各主翼に、上記構成のうちの一方で使用される、主翼付根から第1の所定距離の位置にある第1のエンジンマウントと、上記構成のうちの他方で使用される、主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2のエンジンマウントを設けるステップをさらに備える。

有利には、中心部部品を挿入することには、主翼ボックス挿入することが含まれる。

有利には、一対の主翼を提供するステップが、各主翼にフラップを設けるステップをさらに備え、第1の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、第2の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有するとともに、各主翼に、第3の所定長さを有するスペーサーを設けるステップをさらに備え、第1の所定長さが第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである。

本開示のさらに別の態様によれば、中心線と、中心部部品を受け入れるように構成された中心部カットアウトと、中心部カットアウトにおける幅を有する胴体を提供するステップと、翼幅と、中心線と、ほぼ全翼幅にわたる翼型を有し、中心線において対向する主翼付根を備える互いにほぼ鏡像の二つの主翼部分に中心線に沿って分割可能に構成された主翼を提供するステップと、中心部部品を中心部カットアウトに挿入して胴体に結合し、主翼を第1の上記主翼部分と第2の上記主翼部分とに分割し、上記両主翼部分の主翼付根を胴体側面結合で中心部部品の両側に接続することによって第1の航空機構造を提供するステップ（a）または主翼を中心部カットアウトに挿入し、主翼を胴体に接続することによって、主翼の中心線が胴体の中心線と一致し、主翼の翼型の中心部分が胴体の内部に位置する第2の航空機構造を提供するステップ（b）のどちらか一方を備える、航空機構造を提供する方法が提供される。

有利には、上記方法は、主翼に、上記構成のうちの一方で使用される、主翼付根から第1の所定距離の位置にある第1のエンジンマウントと、上記構成のうちの他方で使用される、主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2のエンジンマウントを設けるステップをさらに備える。

有利には、主翼を提供するステップが、主翼に一対のフラップを設けるステップをさらに備え、第1の構成では、フラップが第1の所定長さを有し、第2の構成では、フラップが第2の別の所定長さを有するとともに、主翼に、第3の所定長さを有する一対のスペーサーを設けるステップをさらに備え、第1の所定長さが第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである。

上述の特徴、機能および利点は、本開示の様々な実施形態で独立して達成可能であるか、または他の実施形態において組み合わせることが可能であり、そのさらなる詳細は、以下の説明および図面に基づいて理解することができる。

例示的な航空機の斜視図である。共通の胴体と主翼セットを有する航空機群のうち、一構成における例示的な主翼配置を示す。共通の胴体と主翼セットを有する航空機群のうち、別の構成における例示的な主翼配置を示す。航空機群のうち、例示的な二つの異なる構成の一方のための例示的なフェアリングを示す。航空機群のうち、例示的な二つの異なる構成の他方のための例示的なフェアリングを示す。例示的なエンジン取り付け位置を示す。例示的なエンジン取り付け位置を示す。桁と小骨を備えた例示的な主翼を示す。

以下の詳細な説明は、航空機群のうち、それぞれ異なる構成またはモデルに使用可能な単一で共通の胴体・主翼デザインを提供するシステムおよび方法を対象とする。以下の詳細な説明では、その一部を構成し、例として示す添付図面、具体的な実施形態または実施例が参照される。同じ数字は、複数の図面を通して同じ要素を表す。構成およびモデルという用語は、文脈上別の意味に解すべき場合を除いて、本明細書中で互換的に使用される。

図1は、胴体12、コックピット14、一対の主翼16、一対の水平安定板18、垂直安定板20、および一対のエンジン22を示す、例示的な航空機10の斜視図である。離陸、着陸、スタンディング、駐機および地上走行のために配備され、航空機のデザイン次第で胴体12または主翼16の内部に飛行中格納される着陸装置が、明示しないが、数字24で示すものとして現れている。本明細書に記載の概念が、図1の例示的な航空機に限定されるものではなく、図示の例示的な航空機の特徴とは異なるエンジン数、異なる安定板、異なる安定板数および異なる他の特徴を有する他の航空機にも当てはまることが分かるはずである。また、本明細書に記載の概念は、主翼が図1に示す胴体下方側面マウントで使用される航空機に限定されず、胴体中央側面マウントおよび胴体上方側面マウントでも有用である。

図2Aおよび図2Bは、航空機群のうち、それぞれ異なる構成における例示的な主翼配置を示す。航空機群用に使用される航空機構造は、単一で共通の胴体と、単一で共通の主翼セットを有する。共通の胴体12は中心部カットアウト212を有する。図2Aは、従来の方法で中心部部品232が中心部カットアウト212に挿入され、胴体12に結合された構成2Aを示す。中心部部品232は、図2Aに陰影領域として示されている。航空機構造の共通の主翼セットの各主翼16は、その付根214が従来の胴体側面結合で中心部部品232に結合されている。主翼16は、満載時の航空機の重量、エンジン出力、所望の航続距離または時間、滑走路長などに見合ったサイズ、形状および翼幅を有し、そのほぼ全翼幅に沿って翼型を有している。「翼幅」という用語は、主翼16の先端216間の直線距離など、翼型の末端間の直線距離を意味するべく航空機業界で一般に使用され、したがって、主翼16が接続されている胴体12の幅230も含む。本明細書で使用される「有効翼幅」という用語は、胴体12の幅230を含まない。構成2Aの有効翼幅は、したがって、個々の主翼16のスパンの2倍、すなわち、主翼付根214と主翼16の先端216との間の距離の2倍である。主翼16にはフラップ210も図示されている。フラップは、主翼16のサイズおよび翼幅、満載時の航空機の重量、エンジン出力、滑走路長などに見合ったサイズおよびスパンを提供する所定の長さを有する。したがって、完全有効翼幅において、より大きなペイロード、より長い距離または航続時間、より短い滑走路の使用および／またはより優れた燃費がもたらされる。さらに、中心部部品232は、より長い距離または航続時間を提供する燃料タンク、燃料事情が許せばより多くのペイロード積載スペースを提供する貨物領域、またはそれらの組み合わせを備えた主翼ボックスであってもよいし、そのような主翼ボックスを備えていてもよい。

図2Bは、別の構成2Bを示し、中心部部品232が中心部カットアウト212に挿入されず、したがって、中心部カットアウト212の大部分が空きスペースである。この構成では、構成2Aと同じで共通の胴体・主翼セットデザインが航空機構造のために使用されているが、主翼は従来の方法で胴体12に結合され、主翼同士も互いに中心線結合で結合されている、すなわち、主翼付根214が航空機の中心線218に沿って互いに結合されている。この構成では、主翼16の一部分16Aが胴体12の内部に位置する。なお、以前胴体12の外側にあった主翼16の一部分16Aは、有効翼幅が最大で一部分16Aの幅228の2倍分だけ短くなるように、胴体12の内側に位置する。一部分16Aの幅228は、図示の例示的な構成では、主翼同士が結合される位置において胴体12の幅230のおよそ半分である。なお、一部分16Aは、主翼16の当初のデザインの一部であり、胴体12の内部にあってもなお翼型を有している。この構成では、二つの主翼16が、主翼同士に加えて、または主翼同士の代わりに、以下に限定されないが、プラス翼弦（p翼弦）、中心線キールなど、本来主として構造用である部品または部品群（図示せず）に結合されたとしても、主翼付根214間に存在し得るそのような部品がその位置における胴体の幅と比較して細い限り、二つの主翼16同士が結合されているものとみなされる。中心部主翼タンクまたは貨物室を備える従来の主翼ボックスは細いとはみなされない。

構成2Aにおけるフラップの位置とスパン次第では、胴体12の側面234が構成2Bにおいてフラップ210の動作を妨げる可能性があることが分かる。したがって、好ましくは、別のより短い所定長さを有する短尺のフラップ220と、スペーサー222が使用される。スペーサー222は、固定された不動のフラップであってもよい。必ずしもそうとは限らないが、フラップ220のスパンは、胴体12の側面234と干渉しなければ、できる限り大きいことが好ましい。スペーサー222のスパンは、胴体12の外部に位置する主翼の翼型を維持するのに十分であること、短尺のフラップ220とそのスペーサー222の合計長が長尺のフラップ210とほぼ同じ長さになるようなスパンであることが好ましい。

これにより、本明細書に記載のこの共通の主翼・胴体デザインは、二つの構成、すなわち、中心部部品232が中心部カットアウト212に挿入され、主翼付根214が胴体側面結合で中心部部品232に接続される構成2Aと、中心部カットアウト212が本質的に空であり、主翼付根214が中心線結合で互いに接続される構成2Bにおいて同じ主翼16と同じ胴体12の使用を提供し、可能にする。したがって、二つの異なる構成2Aおよび2Bは、中心部部品232を中心部カットアウト212に単に挿入するか、または挿入しないで、主翼付根214を胴体12に対して内側または外側に位置決めまたは移動させ、主翼16を中心線結合で互いに結合するか、または胴体側面結合で中心部部品232に結合することによって製作することができる。この単一で共通の胴体・主翼デザインは、主翼付根後退（構成2A）または主翼付根挿入（構成2B）であると考えることができる。

一対の主翼16を、元々両構成に使用可能な別々の部品として設計、建造することができる。あるいは、単一の主翼16を、初めに、構成2Bにおいて使用するために、主翼の中心線を航空機の中心線218と一致させて設計、建造することができる。この場合、主翼16の中心部分16A（左）、16A（右）が胴体12の内部に位置する。単一の主翼は、構成2Aにおいて使用するために、その中心線に沿って二つの主翼部分16（左）、16（右）に分割することができる。いずれの場合も、同じ共通の主翼デザインと胴体デザインが使用されるが、それぞれ異なるフラップ210、220および／またはスペーサー222を使用することができる。

ここで、両構成用の共通の胴体・主翼デザインを使用する利点の一部について考察する。航空機10が、初めに短距離輸送または軽量ペイロードでの航行用に設計され、中心線結合でより短い有効翼幅を有する構成2Bが初めに使用されてもよい。ここで、例えば、長距離輸送のより重量のペイロードおよび／またはより短い滑走路での航行で使用するための別の航空機10モデルを提供することが求められるとする。この場合、中心部部品232を挿入し、主翼16を中心部部品232に胴体側面結合で結合することによって、より長い有効翼幅を提供する構成2Aを製作することができる。

あるいは、航空機10が、初めに長距離輸送、より重量のペイロードおよび／またはより短い滑走路での航行用に設計され、中心部部品232と、より長い有効翼幅と、追加の燃料容量またはペイロード容量を有する構成2Aが初めに使用されるものとする。ここで、短距離輸送または軽量ペイロードでの航行で使用するための別の航空機10モデルを提供することが求められるとする。この場合、中心線結合で中心部部品232なしの構成2Bが、より短い有効翼幅を提供し、それにより航空機10の効率および／または操縦性が増大する。

このように、航空機群のうち、二つの異なる構成、すなわち、短距離輸送で低いペイロードのモデルと、より長距離でより高いペイロードのモデルが、同一で共通の胴体12と主翼16のデザインによって提供される。したがって、胴体12および／または主翼16のデザイン変更が回避され、それにより、設計、開発および製造のコストが削減され、違った性能をもつ新しいモデルを市場または買手に提供する時間も短縮される。上述したように、それぞれ異なるフラップ210、220および／またはスペーサー222が使用されてもよい。

図示しないが、一部分16Aの幅228が胴体12の幅230の半分未満、例えば、胴体12の幅の4分の1になり、より幅狭の中心部部品232が中心部カットアウト領域212に挿入されるように、主翼16を胴体12に部分的に挿入することも可能である。フラップ220およびスペーサー222のサイズはそれに応じて調節される。これにより、異なる距離、異なるペイロード容量および異なる他の能力を有する第3の構成が提供される。したがって、二つの構成が適切であるかもしれないが、顧客および／または市場の要求に合わせるため、より多くの構成を加えることができる。

図3Aおよび図3Bは、航空機群のうち、例示的な二つの異なる構成のための例示的なフェアリングを示す。一般に、主翼16の翼弦のサイズは、主翼付根214から先端216に向かうにつれて減少する。したがって、構成2Aにおける主翼16の翼弦224は翼付根214の翼弦となるが、構成2Bの中心線結合における主翼16の翼弦226はそれより小さくなる。そのため、二つの異なる翼弦サイズ、すなわち、構成2A用の一方の翼弦サイズと構成2B用の他方の翼弦サイズに対応するように、二つの異なる胴体・主翼フェアリング302、306が使用されることが好ましい。

図3Aは、胴体側面結合構成2A用の、翼弦224と、主翼16の翼型304および関連するフェアリング302の断面図を示す。したがって、フェアリング302は、この翼弦224と翼型304断面に対応するサイズの開口部を有することになる。図3Bは、中心線結合構成2B用の、翼弦226と、主翼16の翼型308およびフェアリング306の断面図を示す。したがって、フェアリング306は、翼弦226と翼型308断面に対応するサイズの開口部を有することになる。二つの構成用のそれぞれ異なる開口部の例示として、図3Aの翼型304を図3Bにおいて点線で示す。フェアリング302、306が両構成で同じサイズであることに注意すべきである。すなわち、両フェアリングは胴体のカットアウト領域212を覆う。二つの構成2A、2Bのそれぞれ異なる主翼翼弦および翼型サイズに対応するそれぞれ異なるフェアリング302、306を使用することにより、二つの構成のために胴体の一部を変更する必要がなくなる。

図4Aおよび図4Bは例示的なエンジン取り付け位置を示す。最初のエンジン位置デザインが、エンジン22が主翼付根214から所定距離にある位置402で主翼16に取り付けられるなど、胴体側面結合構成2A向けであれば、中心線結合構成2Bの場合には、主翼16の一部分16Aが胴体12内部に位置するので、エンジン22は、図4Bに点線で示すように同じ位置402で取り付けられたままであれば、胴体12により近づくことになる。これにより、航空機10のキャビン内の騒音レベルの増大および／または航空機10の性能への悪影響をもたらす可能性がある。そのため、構成2Bでは、エンジン22が、主翼16に沿って、主翼付根214から別の所定距離にあるより適切な位置404へと、より外側に配置されることが好ましい。あるいは、最初のデザインが中心線結合構成2B向けであれば、主翼が胴体側面結合構成2Aで使用される際に、エンジン22を主翼16に沿ってより適切な位置へと、より内側に配置することができる。

位置402および位置404の正確な選定は、航空機に要求される特性に依存する。適切な位置の一つは、例えば、以下に限定されないが、位置404で示すように、エンジン22が構成2Aの場合と同じ胴体12からの距離にある位置である。もちろん、航空機10の当該モデルまたは構成に要求される特性次第では、位置404と別の位置、すなわち、より近づいた位置またはより外側に遠ざかった位置が適切である可能性がある。さらに、二つの異なるエンジンマウント位置をもたないようにすることが求められる場合、位置402、位置404、その二か所の間の位置など、単一のエンジンマウント位置が使用されてもよい。

図5は、桁502と小骨504（504Aから504C）を備えた例示的な主翼16を示す。主翼16用に図示された桁502および小骨504の数は、単に例示の都合であって、桁および／または小骨の実際の数や所望の数を示すことを意図するものではない。同様に、桁および小骨の相対的なサイズと位置も、単に例示の都合である。エンジン22用のマウントとして使用される小骨504Aなどの小骨は、エンジン22に起因する追加の荷重と応力に対応するようにサイズ決定されることが好ましい。小骨のすべてをエンジン22に起因する荷重と応力に対応するように設計することはもちろん可能であるが、それは、航空機10の重量、コストおよび効率に不要で悪い影響を及ぼす可能性がある。好ましくは、小骨504Aなど、エンジン22の取り付けを目的とする小骨だけが、追加の荷重と応力に対応するようにサイズ決定または強化される。そのため、単一のエンジン配置が構成2Aおよび構成2Bの両方のために使用される場合、単一の小骨504Aのみがエンジン22に対応するように強化される必要がある。

必ずしもそうとは限らないが、二つの小骨504A、504Bは、エンジン22が、例えば、構成2Aでは小骨504Aに、構成2Bでは小骨504Bに取り付けられるように強化されることが好ましい。あるいは、航空機10の所望の動作特性に関して許容可能な妥協点となる単一のエンジン位置を提供するように、小骨504A用の位置と小骨504B用の位置の間に小骨504が配置されてもよい。

好ましくは、図1の着陸装置24は、飛行の間胴体12の内部に格納される。別の実施形態では、着陸装置24が主翼16の内部に格納されてもよい。この別の実施形態では、主翼の一つの着陸装置24格納室位置が一方の構成用に設けられ、主翼の別の着陸装置24格納室位置が他方の構成用に設けられてもよいし、航空機重量とエンジン位置次第では、着陸装置24用に単一の格納室位置が使用されてもよい。

主翼16は、電気、オイル、燃料、油圧および／または他の配管によって主翼外部の航空機部品とインタフェースを取る部品を有する。好ましくは、主翼16は、そのような配管が主翼付根から出るように設計される。構成2Bの中心線結合が使用される場合、主翼からの配管を、許容可能なあらゆる方法でそのような外部部品に向かう配管に接続することができる。構成2Aの胴体側面結合が使用される場合、外部部品との接続を維持するように、主翼からの配管にエクステンダーを取り付けることができる。あるいは、配管が構成2Aでの動作用に外部部品に接続するのに十分な長さを有するように、主翼を設計することが可能であり、航空機が構成2Bでの動作用に製造される場合には、余分の配管を切り取るか、および／または巻回または折曲した後、しっかりと結び付けることができる。

上記の開示から、本明細書に提示された概念が異なるペイロード容量および／または距離のために航空機の一部を変更する際の高コストに対する解決策を提供することが分かるはずである。スパン全体にわたって翼型を有する主翼部品を含む、共通の胴体・主翼デザインを使用することにより、主翼および／または胴体のデザイン変更と検査に関連するコストを招くことなく、様々な航空機構成が可能になる。

上記に基づき、単一で共通の胴体・主翼デザインを使って、主翼付根挿入または後退によって二つの異なる航空機構成を提供する技術が本明細書に開示されたことが分かるはずである。添付の特許請求の範囲が本明細書に記載された特定の特徴、構成、行為、または媒体に必ずしもに限定されないことは理解されるべきである。むしろ、特定の特徴、構成、行為および媒体は、特許請求の範囲を実施する例示の形として開示されている。

上述の主題は、例としてのみ提供されており、限定するものと解釈されるべきではない。図示および記述された例示の実施形態および応用例に従うことなく、かつ以下の特許請求の範囲で述べる本開示の真の精神および範囲から逸脱することなく、本明細書に記載された主題に対して種々の改変および変更を行うことができる。

2A 構成
2B 構成
10 航空機
12 胴体
14 コックピット
16 主翼
16A 主翼の一部分
18 水平安定板
20 垂直安定板
22 エンジン
24 着陸装置
210 フラップ
212 中心部カットアウト
214 主翼の付根
216 主翼の先端
218 中心線
220 フラップ
222 スペーサー
224 翼弦
226 翼弦
228 一部分の幅
230 胴体の幅
232 中心部部品
234 胴体の側面
302 フェアリング
304 翼型
306 フェアリング
308 翼型
402 エンジンマウントの位置
404 エンジンマウントの位置
502 桁
504 小骨
504A 小骨
504B 小骨
504C 小骨

Claims

中心線（218）と、中心部部品（232）を受け入れるように構成された中心部カットアウト（212）と、前記中心部カットアウトにおける幅（230）を有する胴体（12）と、
それぞれ主翼付根（214）と、スパンと、ほぼ全スパンにわたる翼型を有し、互いにほぼ鏡像である一対の主翼（16）を備え、
前記胴体と前記主翼は、第1の構成（2A）および第2の構成（2B）のうち、選択された一方で組み合わされるように構成され、
前記第1の構成では、前記中心部カットアウトに挿入され前記胴体に結合された中心部部品（232）をさらに備え、前記両主翼付根が胴体側面結合によって前記中心部部品の両側に接続され、
前記第2の構成では、前記両主翼が前記胴体に接続され、さらに前記中心部カットアウトにおいて中心線結合で互いに接続されているとともに、前記各主翼の翼型の一部分が前記胴体の内部に位置する、航空機構造。
前記主翼が、前記付根において第1の翼型サイズ（304）を、前記一部分の前記付根から遠い方の端部において第2の翼型サイズ（308）を有し、第1の一対の胴体・主翼フェアリング（302）または第2の一対の胴体・主翼フェアリング（306）のうち、選択された一対をさらに備え、
前記第1の一対のフェアリングが、前記第1の構成で使用される前記第1の翼型サイズに対応するように構成され、
前記第2の一対のフェアリングが、前記第2の構成で使用される前記第2の翼型サイズに対応するように構成され、
前記選択されたフェアリングのそれぞれが前記胴体および前記主翼の両方に接続されている、請求項1に記載の航空機構造。
前記各主翼が、前記構成のうちの一方で使用される、前記主翼付根から第1の所定距離（402または404）の位置にある第1のエンジンマウントと、前記構成のうちの他方で使用される、前記主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2のエンジンマウントを備える、請求項1または2に記載の航空機構造。
前記各主翼がフラップ（210または220）を有しており、前記一方の構成では、前記フラップが第1の所定長さを有し、前記他方の構成では、前記フラップが第2の別の所定長さを有する、請求項1から3のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記各主翼がフラップ（210または220）を有しており、前記第1の構成では、前記フラップ（210）が第1の所定長さを有し、前記第2の構成では、前記フラップ（220）が第2の別の所定長さを有するとともに、前記主翼が第3の所定長さのスペーサー（222）を有し、前記第1の所定長さが前記第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである、請求項1から4のいずれか一項に記載の航空機構造。
中心線（218）と、中心部部品（232）を受け入れるように構成された中心部カットアウト（212）と、前記中心部カットアウトにおける幅（230）を有する胴体（12）を提供するステップと、
それぞれ付根（214）と、スパンと、ほぼ全スパンにわたる翼型を有し、互いにほぼ鏡像である一対の主翼（16）を提供するステップと、
第1の航空機構造であって、前記中心部部品（232）を前記中心部カットアウトに挿入して前記胴体に結合し、主翼付根を胴体側面結合で前記中心部部品に取り付けてなる第1の航空機構造、および第2の航空機構造であって、前記主翼を前記中心部カットアウトに挿入し、前記主翼同士を中心線結合で互いに接続し、前記主翼を前記胴体に接続してなる、前記各主翼の翼型の一部分（16A）が前記胴体の内部に位置する第2の航空機構造のうちの一つを提供するステップと、
前記第1の航空機構造および前記第2の航空機構造のうちの一つを選択するステップと
を備える、航空機構造を提供する方法。
第1の一対の胴体・主翼フェアリング（302）または第2の一対の胴体・主翼フェアリング（306）のうち、選択された一対を提供するステップをさらに備え、
前記第1の一対のフェアリングが、第1の構成（2A）で使用される第1の翼型サイズ（304）に対応するように構成され、
前記第2の一対のフェアリングが、第2の構成（2B）で使用される第2の翼型サイズ（308）に対応するように構成され、
前記選択されたフェアリングのそれぞれを前記胴体および前記主翼の両方に接続するステップをさらに備える、請求項6に記載の航空機構造を提供する方法。
前記各主翼に、前記構成のうちの一方（2Aまたは2B）で使用される、前記主翼付根から第1の所定距離（402または404）の位置にある第1のエンジンマウントと、前記構成のうちの他方で使用される、前記主翼付根から第2の別の所定距離の位置にある第2のエンジンマウントを設けるステップをさらに備える、請求項6または7に記載の航空機構造を提供する方法。
前記一対の主翼を提供するステップが、前記各主翼にフラップ（210または220）を設けるステップをさらに備え、前記第1の構成（2A）では、前記フラップ（210）が第1の所定長さを有し、前記第2の構成（2B）では、前記フラップ（220）が第2の別の所定長さを有するとともに、前記各主翼に、第3の所定長さを有するスペーサー（222）を設けるステップをさらに備え、前記第1の所定長さが前記第2および第3の所定長さの合計とほぼ同じである、請求項7または8に記載の航空機構造を提供する方法。