JP6385220B2 - 二重荷重経路構造を有するスイング翼端システム、アセンブリ、及び方法 - Google Patents

二重荷重経路構造を有するスイング翼端システム、アセンブリ、及び方法 Download PDF

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Description

本発明は概して飛行体の翼システム、アセンブリ及び方法に関し、より具体的には航空機などの飛行体の二重荷重経路構造を有する翼端システム、アセンブリ、及び方法に関するものである。
燃料効率を向上させる構成を有する航空機の設計は、燃料コストが上がるにつれ、重要な検討事項である。航空機の翼長の増加又は拡大を利用して、航空機の性能、例えば揚抗比効率性能を上げることができ、これにより燃料効率を上げることができる。したがって、翼長が長い航空機は、翼長が短い航空機よりも性能効率が高い可能性がある。
しかしながら、航空機の性能を向上させるために航空機の翼長を増加させる又は拡大することにより、空港ゲート、誘導路、滑走路、又は他の基礎構造に対してサイズ制限を有する空港における航空機の使用が制限されうる、又は阻止されうる。一世代の航空機のために構築された空港ゲート、誘導路、滑走路、及び他の基礎構造を有する空港は、翼長が増加した後世代の航空機に適応するには小さすぎる可能性がある。例えば、上記空港の空港ゲート、又は空港誘導路及び滑走路又は他の基礎構造においては、翼長の長さ、すなわち端から端までの翼長が２１３フィート以下の航空機に限られうる。翼長が増加した航空機が空港ゲートにおいて、又は空港誘導路及び滑走路上で移動し作動することができるように、上記サイズ制限を有する空港の空港ゲート、誘導路、滑走路及び他の基礎構造を修正しなければならない。しかしながら、上記空港のゲート、誘導路、及び滑走路を含む基礎構造の修正又は再構成には高い費用と時間がかかりうる。
航空機の設計検討事項としての燃料効率の改善に加えて、航空機の翼などの主要載荷部材のフェイルセーフ荷重経路を提供することもまた重要な設計検討事項であり得る。本明細書で使用される「フェイルセーフ」とは、例えば荷重を運ぶための一荷重経路が故障した際に二次荷重経路が荷重を運ぶように構成される余剰荷重経路等の余剰特性を有する構造、システム、アセンブリ及び／又は方法を意味する。折りたたんで翼長が短縮し、広がって翼長が拡大する翼端システムを有する既知の航空機の翼構造が存在する。しかしながら、上記既知の翼構造には単一の荷重経路しかない場合がある。
このため、フェイルセーフ荷重経路、例えば二重荷重経路を有する翼構造を有し、また航空機の翼長に対してサイズ制限のある空港での作動を可能にするために、翼端を折りたたんで航空機の翼長を縮小し、また拡大する翼構造も有する航空機を提供することが望ましい。
したがって、当技術分野において、既知の翼端システム、アセンブリ、及び方法よりも利点を提供する改善された翼端システム、アセンブリ、及び方法が必要である。
この改善された翼端システム、アセンブリ及び方法に対する必要が満たされる。以下の詳細説明に記載するように、改善された翼端システム、アセンブリ及び方法の実施形態は既存の翼端システム、アセンブリ及び方法に対して有意な利点をもたらしうる。
本発明のある実施形態では、飛行体のスイング翼端システムが提供される。スイング翼端システムはスイング翼端アセンブリからなる。スイング翼端アセンブリは、飛行体の翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部からなる。
スイング翼端アセンブリはさらに、非固定翼端部から固定翼部へ荷重を移動させるように構成された二重荷重経路構造を備える。二重荷重経路構造は、二重翼板プレートと、二重翼板プレート間で連結し、非固定翼端部を固定翼端部に回転可能に連結させるように構成されている回転接合部を備える。回転接合部は、中央回転軸を有する二重回転ピン要素と、中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素を備える。
スイング翼端システムはさらに、回転接合部に操作可能に連結し、回転接合部を作動させるアクチュエータアセンブリを備える、これにより、選択された操作条件において中央回転軸周囲で固定翼部に対して非固定翼端部が回転することが可能になる。スイング翼端システムはさらに、回転接合部の作動、及び非固定翼端部の回転を制御するためにアクチュエータアセンブリに操作可能に連結したコントローラシステムを備える。
本発明の別の実施形態では、一以上の翼のフェイルセーフ荷重経路を有する航空機が提供されている。航空機は、少なくとも一つの胴体と、スイング翼端アセンブリを有する少なくとも一つの翼を備える。スイング翼端アセンブリは、一以上の翼の固定翼部に移動可能に接続される非固定翼端部を備える。
スイング翼端アセンブリはさらに、一以上の翼に対してフェイルセーフ荷重経路を提供し、非固定翼端部から固定翼部へ荷重を移動させるように構成された二重荷重経路構造を備える。二重荷重経路構造は、上方翼板と下方翼板を備える二重翼板プレートを備える。各翼板は翼板に取り付けられたプレート部を有する。
二重荷重経路構造はさらに、二重翼板プレート間に連結され、非固定翼端部を固定翼部に回転可能に連結するように構成された回転接合部を備える。回転接合部は、中央回転軸を有する二重回転ピン要素と、中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素を備える。二重荷重経路構造はさらに、二重翼板プレート間に連結された二重チャネルセグメントを備える。
一以上の翼はさらに、回転接合部に操作可能に連結し、回転接合部を作動させるアクチュエータアセンブリを備え、これにより、選択された操作条件において中央回転軸周囲で固定翼部に対して非固定翼端部が回転することが可能になる。一以上の翼はさらに、アクチュエータアセンブリに操作可能に連結され、回転接合部の作動と、非固定翼端部の回転を制御するコントローラシステムを備える。一以上の翼はさらに、固定翼部と非固定翼端部との間のヒンジ線近くに位置決めされ、非固定翼端部の回転に応じて露出し作動するように操作可能であるナビゲーション要素を備える。
本発明の別の実施形態では、飛行体の翼に対してフェイルセーフ荷重経路を提供する方法が提供されている。本方法は、飛行体の翼にスイング翼端アセンブリを操作可能に連結させるステップを含む。スイング翼端アセンブリは、翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部と、二重荷重経路構造を備える。二重荷重経路構造は、二重翼板プレートと、二重翼板プレート間に連結された回転接合部とを備える。回転接合部は、中央回転軸を有する二重回転ピン要素と、中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素を備える。本方法はまた、回転接合部にアクチュエータアセンブリを操作可能に連結させるステップも含むことができる。本方法はさらに、コントローラシステムをアクチュエータアセンブリに操作可能に連結させて、アクチュエータアセンブリを制御して回転接合部を作動させるステップを含む。本方法はまた、二重荷重経路構造を介して、非固定翼端部から固定翼部へ荷重を移動させて、翼のフェイルセーフ荷重経路を提供するステップも含むことができる。
本発明は、飛行体のスイング翼端システムを含むことができ、このシステムは、飛行体の翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部を備えるスイング翼端アセンブリと、非固定翼端部から固定翼部に荷重を移動させるように構成された二重荷重経路構造とを含みうる。二重荷重経路構造には、二重翼板プレートと、二重翼板プレート間に連結され、非固定翼端部を固定翼部に回転可能に連結させるように構成された回転接合部とが含まれうる。回転接合部には、中央回転軸を有する二重回転ピン要素と、中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素と、回転接合部に操作可能に連結し、回転接合部を作動させて、固定翼部に対する非固定翼端部の、選択された操作条件における中央回転軸周囲での回転を可能にするアクチュエータアセンブリと、アクチュエータアセンブリに操作可能に連結し、回転接合部の作動と非固定翼端部の回転を制御するコントローラシステムが含まれうる。このシステムには、固定翼部と非固定翼端部との間のヒンジ線近くに位置決めされ、非固定翼端部の回転に応じて露出し作動するように操作可能なナビゲーション要素も含まれうる。スイング翼端アセンブリには、非固定翼端部の後縁近くに位置決めされ、非固定翼端部が回転する前に移動するように構成された移動パネルも含まれうる。二重荷重経路構造はさらに、二重翼板プレート間に連結された二重チャネルセグメントを含むことができる。二重翼板プレートは、上方翼板と下方翼板を含むことができ、各翼板は翼板に取り付けられたプレート部を有する。二重回転ピン要素は、ディスクピン、ピボットピン、及びプレートピンのうちの一つを備える。二重回転要素には、ラグ要素、回転調整要素、及び回転プレート要素のうちの一つが含まれうる。アクチュエータアセンブリには、回転電気アクチュエータアセンブリ、線形液圧アクチュエータアセンブリ、及びボールねじ式アクチュエータアセンブリのうちの一つが含まれうる。アクチュエータアセンブリにはアクチュエータ要素とロック要素が含まれる場合があり、ロック要素は、アクチュエータ要素が回転接合部を作動させた時に、非固定翼端部を固定翼部に対して回転位置にロックするように構成される。選択された操作条件により、折れていない飛行位置、後方に折れている地上位置、及び前方に折れている飛行位置のうちの一つを含む非固定翼端部の位置が提供されうる。
本発明は、一以上の翼のフェイルセーフ荷重経路を有する航空機を含むことができ、航空機には少なくとも一つの胴体と、一以上の翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部を含みうるスイング翼端アセンブリを有する一以上の翼と、一以上の翼にフェイルセーフ荷重経路を提供して、非固定翼端部から固定翼部へ荷重を移動させるように構成された二重荷重経路構造であって、各々翼板に取り付けられたプレート部を有する上方翼板と下方翼板とを備える二重翼板プレートを備える二重荷重経路構造と、二重翼板プレート間に連結し、非固定翼端部を固定翼部に回転可能に連結させるように構成された回転接合部であって、中央回転軸を有する二重回転ピン要素と、中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素とを備える回転接合部と、二重翼板プレート間に連結された二重チャネルセグメントと、回転接合部に操作可能に連結し、回転接合部を作動させて、選択された操作条件で中央回転軸周囲において固定翼部に対する非固定翼端部の回転を可能にするアクチュエータアセンブリと、アクチュエータアセンブリに操作可能に連結し、回転接合部の作動と非固定翼端部の回転を制御するコントローラシステムと、固定翼部と非固定翼端部との間のヒンジ線近くに位置決めされ、非固定翼端部の回転に応じて露出し作動するように操作可能なナビゲーション要素とが含まれうる。航空機は、長さが縮小して、縮小した翼長を提供し、これにより、拡大した翼長を有する航空機の地上での操作が妨げられる空港において、航空機の地上での操作が可能になるように構成された翼長を有しうる。選択された操作条件により、折れていない飛行位置、後方に折れている地上位置、及び前方に折れている飛行位置のうちの一つを含む非固定翼端部の位置が提供される。スイング翼端アセンブリには、非固定翼端部の後縁近くに位置決めされ、非固定翼端部が回転する前に移動するように構成された移動パネルも含まれうる。
本発明は、飛行体の翼にフェイルセーフ荷重経路を提供する方法を含むことができる。本方法は、翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部と、二重翼板プレートと、二重翼板プレート間で連結され、中央回転軸と中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素とを有する二重回転ピン要素を含む回転接合部とを備える二重荷重経路構造とを備えるスイング翼端アセンブリを飛行体の翼に操作可能に連結させるステップと、アクチュエータアセンブリを操作可能に回転接合部に連結させるステップと、コントローラシステムをアクチュエータアセンブリに操作可能に連結させて、アクチュエータアセンブリを制御して回転接合部を作動させるステップと、二重荷重経路構造を介して非固定翼端部から固定翼部へ荷重を移動させて翼に対しフェイルセーフ荷重経路を提供するステップとを含みうる。本方法はまた、選択された操作条件において中央回転軸周囲で固定翼部に対して非固定翼端部を回転させるステップも含みうる。選択された操作条件において非固定翼端部を回転させるステップには、非固定翼端部を回転させて、後方に折れている地上位置を提供することも含まれうる。選択された操作条件において非固定翼端部を回転させるステップには、非固定翼端部を回転させて前方に折れている飛行位置を提供することも含まれうる。本方法には、非固定翼端部の回転に応じて露出し作動させるために、固定翼部と非固定翼端部との間のヒンジ線近くでナビゲーション要素を操作可能に連結させることも含まれうる。本方法には、非固定翼端部が回転する前に、非固定翼端部の後縁近くに位置決めされた移動パネルを移動させるステップも含まれうる。本方法には、非固定翼端部を回転させずに維持して、折りたたまれていない飛行位置を提供するステップも含まれうる。
既に説明した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解されうる、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。
本発明は、本発明の広がり、範囲、規模、又は適用性を制限することなく、本発明を理解しやすくするために提供されて好適且つ例示的な実施形態を示す添付図面と併せて、以下の詳細な説明を参照することでよりよく理解されるが、これらの図面は必ずしも正確な縮尺で描かれているわけではない。
本発明のスイング翼端システムの実例となる実施形態を組み込む飛行体の斜視図である。 航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 航空機の例示的なブロック図である。 本発明の一以上の実施形態によるスイング翼端システム及びスイング翼端アセンブリのブロック図である。 本発明によるスイング翼端システムの一以上の実施形態で使用可能なアクチュエータアセンブリとコントローラシステムのブロック図である。 本発明によるスイング翼端システム及びスイング翼端アセンブリの一実施形態を有する折れていない飛行位置にある翼の切断上面図である。 図４Ａの線４Ｂ−４Ｂに沿って切り取った断面図を示す。 図４Ａの線４Ｃ−４Ｃに沿って切り取った断面図を示す。 折れていない飛行位置から前方に折れている飛行位置への前部回転を示す図４Ａの翼の切断上面図である。 後方に折れている地上位置にある図４Ａの翼の切断上面図である。 本発明によるスイング翼端システムとスイング翼端アセンブリの別の実施形態を有する折れていない飛行位置にある翼の切断上面図である。 図５Ａの線５Ｂ−５Ｂに沿って切り取った断面図を示す。 図５Ｂの円５Ｃの拡大図である。 図５Ａの線５Ｄ−５Ｄに沿って切り取った拡大断面図である。 図５Ａの線５Ｅ−５Ｅに沿って切り取った拡大断面図である。 前方に折れている地上位置にある図５Ａの翼の切断上面図である。 本発明によるスイング翼端システムとスイング翼端アセンブリのさらに別の実施形態を有する折れていない飛行位置にある翼の切断上面図である。 折れていない飛行位置から前方に折れている位置へ遷移している翼を示す図６Ａの翼の切断上面図である。 折れていない飛行位置から前方に折れている地上位置への翼の前部回転を示す図６Ａの翼の切断上面図である。 前方に折れている翼を示す図６Ａの翼の切断上面斜視図である。 図７Ａの回転接合部の一実施形態の拡大切断上面斜視図である。 回転接合部の上の上部プレートを示す図７Ｂの回転接合部の拡大上面斜視図である。 本発明の方法の例示的な実施形態のフロー図である。
以降、添付図面を参照して本発明の実施形態についてさらに詳細に説明するが、添付図面には開示されるすべての実施形態が示されているわけではない。実際には、複数の異なる実施形態が提供可能であり、これらの実施形態は、本明細書で説明される実施形態に限定されるものではない。そうではなく、これらの実施形態は、この開示内容が徹底的且つ完全であるように、当業者に本発明の範囲が十分に伝わるように提示されている。
図面をここで参照する。図１は、本発明のスイング翼端システム８０の一実施形態を組み込む飛行体１０の斜視図である。図１に示すように、航空機１１の形態などの飛行体１０は、胴体１２、エンジン１４、水平安定板１６ａと垂直安定板１６ｂを有する尾部１６、スイング翼１８ａの形態などの翼１８、及びスイング翼端２０ａの形態などの翼端２０を備える。図１にさらに示すように、飛行体１０は翼端２０間の間隔にわたる翼長２１を有する。図１にさらに示すように、スイング翼１８ａの形態などの各翼１８は、前縁２２ａ、後縁２２ｂ、およびスラット２４、エルロン２６、及びフラップ２８などの操縦翼面を備えうる。操縦翼面は、例えば非限定的に、昇降だ、スポイラ、エレボン、又はその他の操縦翼面をさらに備えうる。
図１に示す航空機１１などの飛行体１０は一般に、スイング翼端システム８０の一以上の実施形態を有する一以上の翼１８を有する民間旅客機を表したものであるが、本発明の実施形態の教示内容は、他の旅客機、貨物航空機、軍用機、回転翼航空機、及び一以上の翼を有する他の種類の航空機、又は飛行体に適用することができる。
図２は、航空機の製造及び保守方法３０を示すフロー図である。図３は、航空機５０の例示的なブロック図である。図２及び３に示すように、本発明の実施形態は、図２に示す航空機の製造及び保守方法３０、及び図３に示す航空機５０に照らし説明することができる。製造前の段階では、航空機の製造及び保守方法３０は、航空機５０の仕様及び設計３２及び材料の調達３４を含みうる。製造段階では、航空機５０の構成要素及びサブアセンブリの製造３６と、システム統合３８とが行われる。その後、航空機５０は認可及び納品４０を経て運航４２される。顧客により運航４２される間に、航空機５０は定期的な整備及び保守４４（改造、再構成、改修、及び他の適切な保守も含みうる）を受ける。
航空機の製造及び保守方法３０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機メーカー、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、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、及び他の適切なオペレータを含むことができる。
図３に示すように、航空機の製造及び保守方法３０によって製造された航空機５０は、複数のシステム５４及び内装５６を有する機体５２を含みうる。高レベルのシステム５４の例には、推進システム５８、電気システム６０、油圧システム６２、及び環境システム６４のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれることもある。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用し得る。
本明細書に具現化された方法とシステムは、航空機の製造及び保守方法３０の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、構成要素及びサブアセンブリの製造３６に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機５０の運航中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造されうる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、例えば、航空機５０の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機５０のコストを削減することにより、構成要素及びサブアセンブリの製造３６及びシステム統合３８の段階で利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機５０の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守４４に利用することができる。
本発明の一実施形態では、飛行体１０（図１、３Ａ参照）のスイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）が提供される。スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備える。図３Ａは、本発明の一以上の実施形態によるスイング翼端システム８０及びスイング翼端アセンブリ８２のブロック図である。
図３Ａに示すように、スイング翼端システム８０は、スイング翼端アセンブリ８２、アクチュエータアセンブリ９８、及びコントローラシステム１５０を備える。図３Ｂは、本発明によるスイング翼端システム８０の一以上の実施形態において使用されうるアクチュエータアセンブリ９８とコントローラシステム１５０のブロック図である。
図３Ａにさらに示すように、スイング翼端アセンブリ８２は、固定翼部７８、非固定翼端部７６、及び二重荷重経路構造８３を備える。非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、航空機１１（図１、３Ａ参照）等の飛行体１０（図１、３Ａ参照）の翼１８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に移動可能に接続されることが好ましい。
二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）へ荷重を移動させるように構成されることが好ましい。荷重は、飛行体１０（図１、３Ａ参照）の翼１８（図１、３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）等の主要載荷部材にフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）を提供するために、二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を介して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）へ移動させることが好ましい。上述した「フェイルセーフ」とは、例えば荷重を支持するための一荷重経路が故障した際に二次荷重経路が荷重を支持するように構成される余剰荷重経路等の余剰特性を有する構造、システム、アセンブリ及び／又は方法を意味する。二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）により、一方が故障した際に他方の経路が荷重を支持するフェイルセーフの方法で荷重を支持するための２つの個別の荷重支持経路が提供される。
図３Ａは、二重翼板プレート１０４と回転接合部８４を備える二重荷重経路構造８３を示す。回転接合部８４（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）は、二重翼板プレート１０４（図４Ｂ、５Ｂ、７Ａも参照）間に連結されることが好ましい。二重翼板プレート１０４（図４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）は、上方翼板１０６ａ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）と下方翼板１０６ｂ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）等の翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）を備えることが好ましい。各翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）は、翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）に取り付けられたプレート部１０８（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）を有することが好ましい。プレート部１０８（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）は、チタンプレート部１０８ａ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）であることが好ましい。しかしながら、別の適切な頑丈な金属又は硬質の材料をプレート部に使用することができる。
上方翼板１０６ａ及び下方翼板１０６ｂは、前方翼スパー７０ａ（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）及び後方翼スパー７０ｂ（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）等の翼部材７０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び固定翼リブ６８ａ（図５Ｆ参照）等の翼リブ６８（図３Ａ、４Ａ、５Ｆ参照）に機械的に取り付け、又は接着させて、翼板１０６の強度と安定性を改善することができる。
図３Ａにさらに示すように、回転接合部８４は、二重回転要素８６と二重回転ピン要素８８とを備える。回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に回転可能に連結させるように構成されることが好ましい。回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）及び中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）周囲で回転するように構成される二重回転要素８６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を有する二重回転ピン要素８８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備えることが好ましい。
二重回転ピン要素８８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、例えば非限定的に、ディスクピン８８ａ（図３Ａ、４Ａ参照）、ピボットピン８８ｂ（図３Ａ、５Ａ参照）、プレートピン８８ｃ（図３Ａ、６Ａ参照）、又は別の適切な回転又はピボットピン又は要素のうちの一つを備えることが好ましい。
二重回転要素８６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、例えば非限定的に、第１ラグ要素８６ａ（図３Ａ、４Ａ参照）及び第２ラグ要素８６ｂ（図３Ａ、４Ａ参照）、回転調整要素８６ｃ（図３Ａ、５Ａ参照）、回転プレート要素８６ｄ（図３Ａ、６Ａ参照）、又は別の適切な回転要素等のラグ要素のうちの一つを備えることが好ましい。
二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）はさらに、二重翼板プレート１０４（図４Ｂ〜４Ｃ）間に連結された二重チャネルセグメント９４（図４Ｂ〜４Ｃ）を備えうる。図４Ｂ〜４Ｃに示すように、二重チャネルセグメント９４は、第１二重チャネルセグメント９４ａと第２二重チャネルセグメント９４ｂを備えうる。二重荷重経路構造８３（図３Ａ参照）はさらに、追加の適切な余剰構造を備えうる。
図３Ａに示すように、スイング翼端システム８０はさらに、ナビゲーション要素１０２を備えうる。ナビゲーション要素１０２は、格納式ナビゲーションライト１０２ａ（図４Ｄも参照）、又は空港の滑走路又は誘導路上等で飛行体１０（図１参照）のナビゲーション及び誘導を促進する別の適切なナビゲーション又は位置決め要素を備えうる。
図３Ａ〜３Ｂに示すように、スイング翼端システム８０（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）はさらに、回転接合部８４（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）を作動させるために回転接合部８４（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）に操作可能に連結されるアクチュエータアセンブリ９８（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）を備える。これにより、選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）において中央回転軸９０（図４Ｂ、５Ｂ、６Ａも参照）を中心とした非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）の固定翼部７８（図４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）に対する回転が可能になる。選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）により、折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ、６Ｃ参照）の回転位置１６２（図３Ａ参照）、前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）の回転位置１６２（図３Ａ参照）、又は別の適切な選択された操作条件１３１のうちの一つを含む非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａも参照）の位置が提供されうる。
回転接合部８４（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を使用して翼長２１（図１参照）を増加させることによって、翼１８（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）が折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）にあり、高速に対して最適化されている、又は誘導路又は滑走路の移動中、又はゲート駐機操作中に後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ参照）にあるか否かにかかわらず、構造的完全性が得られる。一実施形態では、図４Ｄに示し、下にさらに詳しく説明するように、翼１８の非固定翼端部７６も回転する、又は低速飛行条件に対して最適化された位置である前方に折れている離陸及び上昇位置１３４ａ等の前方に折れている飛行位置１３４において前方に折ることができる。
翼１８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）によって、複数の位置を通して固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から展開させることができる。位置は、延在し、高速であることが好ましく、中間位置から回転又は展開位置へ動くことができる折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）において非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を位置決めすることを含むことができる。回転位置又は展開位置は、例えば非限定的に、低速の前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）において、空港の滑走路及び誘導路上、及びゲート駐機操作中の低速における後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ参照）において、又は他の展開位置において非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を位置決めすることを含むことができる。
図３Ｂに示すように、アクチュエータアセンブリ９８は、例えば非限定的に、回転電気アクチュエータアセンブリ９８ａ、線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂ、ボールねじ式アクチュエータアセンブリ９８ｃ、又は別の適切なアクチュエータアセンブリのうちの一つを備えうる。図３Ｂに示すように、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００及びロック要素１１８を備えることが好ましい。図３Ｂに示すように、アクチュエータ要素１００は例えば非限定的に、回転電気アクチュエータ１００ａ、線形液圧アクチュエータ１００ｂ、ボールねじ式アクチュエータ１００ｃ、又は別の適切なアクチュエータが含まれうる。
図３Ｂにさらに示すように、ロック要素１１８は例えば非限定的に、ラックアンドピニオン要素１１８ａ、ラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ、ボールねじ式ロック要素１１８ｃ、又は別の適切なロック要素を含みうる。ロック要素１１８（図３Ｂ参照）は、アクチュエータ要素１００（図３Ｂ参照）が回転接合部８４（図３Ａ参照）を作動させた時に、非固定翼端部７６（図３Ａ参照）を固定翼部７８（図３Ａ参照）に対して回転位置１６２（図３Ａ参照）にロックするように構成されることが好ましい。前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）又は後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ参照）等の回転位置１６２（図３Ａ参照）において、ロック要素１１８（図４Ｄ、４Ｅ参照）は、回転接合部８４（図４Ｄ、４Ｅ参照）と連結させて、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を適所に固定することができる。
アクチュエータ要素１００（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、中央回転軸９０（（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）の周囲で、固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に対して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させるために、回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を作動させる作動コマンドに応答して、回転運動を生じさせるように構成されることが好ましい。
図３Ａに示すように、スイング翼端システム８０はさらに、アクチュエータアセンブリ９８に操作可能に連結して、アクチュエータアセンブリ９８を制御して回転接合部８４を作動させ、様々な操作条件１３１に従って非固定翼端部７６の回転を制御するコントローラシステム１５０を備える。作動中、コントローラシステム１５０（図３Ａ〜３Ｂ参照）は、アクチュエータ要素１００（図３Ｂ参照）から作動コマンドを回転接合部８４（図３Ａ参照）へ送ることによって回転接合部８４（図３Ａ参照）を制御することができ、これにより、作動コマンドに応答して、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ参照）の非固定翼端部７６（図３Ａ参照）がスイングする／回転する。
操作条件１３１（図３Ｂ参照）は、例えば限定しないが、飛行条件、地上操作、又は他の条件を含みうる。飛行条件は、例えば限定しないが、離陸、巡航、進入、着陸、又は他の飛行条件を含みうる。地上操作は、例えば限定しないが、着陸後のエアブレーキ、地上走行、駐機、又は他の地上操作を含みうる。コントローラシステム１５０（図３Ｂ参照）は、配線（図示せず）等の接続要素を介して回転接合部８４（図３Ａ参照）に直接連結させることができる、又はコントローラシステム１５０（図３Ｂ参照）は、回転接合部８４（図３Ａ参照）から離れたところに位置づけして無線で連結させることができる。
図３Ｂに示すように、コントローラシステム１５０は、例えば非限定的に、電源１５２、プロセッサデバイス１５４、データ記憶デバイス１５６、及びソフトウェア１５８を含みうる。コントローラシステム１５０（図３Ｂ参照）は、例えば非限定的に、航空機システムのパーツ、コントローラシステム１５０、航空機の中央プロセッサ、又は別の適切なプロセッサのハードウェア、及び／又はソフトウェアを含むサブシステムプロセッサとして実装可能である。
プロセッサデバイス１５４（図３Ｂ参照）は、例えば非限定的に、コンピュータ１５４ａ（図３Ｂ参照）、マイクロプロセッサ、デジタル信号プロセッサ、又は別の適切なプロセッサデバイスを含みうる。プロセッサデバイス１５４（図３Ｂ参照）は、データを記憶し、コントローラシステム１５０（図３Ｂ参照）へ供給するメモリを有することが好ましい。データは、例えば飛行設定データ、操作条件１３１（図３Ｂ参照）、非固定翼端部７６（図３Ａ参照）の回転位置１６２（図３Ａ参照）、又はデータ記憶デバイス１５６（図３Ｂ参照）に記憶されうる他のデータである。データ記憶デバイス１５６（図３Ｂ参照）は、ハードディスク、光ディスク、ランダムアクセス記憶デバイス、又は他の適切な既知のデータ記憶デバイスを含みうる。
図４Ａは、スイング翼端２０ａの形態等の翼端２０を有するスイング翼１８ａの形態等の翼１８の切断上面図である。さらに具体的には、図４Ａは、一実施形態にしたがって図示されたスイング翼端システム８０の選択された内部構成要素の、翼板を切り離した上面図である。
図４Ａに示すように、翼１８は、例えば折れていない巡航位置１３２ａ等の折れていない飛行位置１３２にあり、前縁２２ａと後縁２２ｂとを有する。例えば折れていない巡航位置１３２ａ等の折れていない飛行位置１３２では、翼１８は高速性能に対して最適化されていることが好ましい。図４Ａにさらに示すように、翼１８は、本発明による、スイング翼端システム８０ａ等のスイング翼端システム８０の一実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ａ等のスイング翼端アセンブリ８２の一実施形態を有する。
図４Ａに示すように、スイング翼端アセンブリ８２ａ等のスイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６は、折れていない飛行位置１３２において固定翼部７８と一致し、高速飛行条件において回転しないように維持されうる。
非固定翼端部７６（図４Ａ参照）には、一以上の翼端スパー７１ａ（図４Ａ参照）等の一以上の翼端部材７１（図４Ａ参照）が含まれうる。固定翼部７８（図４Ａ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図４Ａ参照）、一以上の翼リブ６８（図４Ａ参照）、スラット２４（図４Ａ参照）、エルロン２６（図４Ａ参照）、又は他の適切な構造等の翼部材７０（図４Ａ参照）を有する主翼ボックス（図４Ａ参照）を備えうる。
図４Ａに示すこのスイング翼端アセンブリ８２の実施形態では、回転接合部８４ａの形態等の回転接合部８４は、中央回転軸９０を有するディスクピン８８ａの形態の二重回転ピン要素８８を備え、第１ラグ要素８６ａ及び第２ラグ要素８６ｂの形態等の二重回転要素８６を備える。第１ラグ要素８６ａ及び第２ラグ要素８６ｂは、中央回転軸９０の周囲を回転するように構成される。
図４Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する回転電気アクチュエータアセンブリ９８ａを備える。ロック要素１１８は、回転接合部８４（図４Ａ参照）がアクチュエータ要素１００（図４Ａ参照）によって作動し回転した後で、回転接合部８４（図４Ａ参照）を適所にロックし、これにより非固定翼端部７６（図４Ａ参照）を適所にロックするためのラックアンドピニオン要素１１８ａ（図４Ａ参照）を備えうる。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００、及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えうる。
図４Ａはさらに、回転接合部８４の周辺を部分的に囲むせん断荷重経路７２を示す。加えて、図４Ａは、翼１８内に収納されたナビゲーション要素１０２を示す。ナビゲーション要素１０２（図４Ａ参照）は、固定翼部７８（図４Ａ参照）と非固定翼端部７６（図４Ａ参照）との間のヒンジ線７４（図４Ａ参照）近くに位置決めすることができる。ナビゲーション要素１０２（図４Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図４Ａ参照）の回転に応じて露出し、作動することができる。
図４Ｂは、図４Ａの線４Ｂ−４Ｂに沿って切り取った断面図を示す。図４Ｂは、せん断荷重移動点７３において、荷重を非固定翼端部７６から固定翼部７８へ移動させるように構成された二重荷重経路構造８３を示す。このスイング翼端アセンブリ８２（図４Ｂ参照）の実施形態のせん断荷重移動点７３（図４Ｂ参照）において、回転接合部８４（図４Ｂ参照）で、約２００（二百）度のアーク長のせん断荷重移動容量が、非固定翼端部７６（図４Ｂ参照）から固定翼部７８（図４Ｂ参照）へ方向づけされうる。しかしながら、他の適切なアーク長のせん断荷重移動容量も得ることが可能である。
図４Ｂに示すように、二重荷重経路構造８３は、二重翼板プレート１０４と回転接合部８４とを備える。回転接合部８４（図４Ｂ参照）は、二重翼板プレート１０４（図４Ｂ参照）間に連結されることが好ましい。図４Ｂにさらに示すように、二重翼板プレート１０４は、上方翼板１０６ａと下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６を備えることが好ましい。図４Ｂにさらに示すように、各翼板１０６は、翼板１０６にそれぞれ取り付けられた、チタンプレート部１０８ａ、１０８ｂの形態等のプレート部１０８を有することが好ましい。しかしながら、別の適切な頑丈な金属又は硬質の材料をプレート部に使用することができる。
図４Ｂに示すスイング翼端アセンブリ８２の回転接合部８４の実施形態は、第１ラグ要素８６ａと第２ラグ要素８６ｂの形態等の二重回転要素８６を備える。図４Ｂにさらに示すように、回転接合部８４は、中央垂直回転軸等の中央回転軸９０を有するディスクピン８８ａの形態等の二重回転ピン要素８８を備える。二重回転ピン要素８８の直径１１０は図４Ｂに示されており、上記直径１１０は例えば、１５（十五）インチ、又は別の適切な長さであってよい。図４Ｂに示すように、二重回転ピン要素８８は、第１ラグ要素８６ａと第２ラグ要素８６ｂに隣接することが好ましい。図４Ｂにさらに示すように、二重翼板プレート１０４は、ボルト９２ａ等の取り付け要素９２を介して二重回転ピン要素８８に取り付けることができる。しかしながら、他の適切な取り付け要素９２又は接着も使用可能である。
二重翼板プレート１０４（図４Ｂ参照）は、第１ラグ要素８６ａと第２ラグ要素８６ｂを有する上方又は下方二重クレビスとして機能しうる。加えて、二重回転ピン要素８８（図４Ｂ参照）を二重翼板プレート１０４（図４Ｂ参照）、すなわち二重クレビス間に位置決めすることで、回転接合部８４（図４Ｂ参照）の実質的なねじり剛性を得ながらも、既知のウィングレットの置換性と同様な形で非固定翼端部７６（図４Ｂ参照）の置換性を得ることができる。このため、アクセスができない、又はメンテナンスができないウィングレット又は翼構成と比べて、最小限のメンテナンスを行うことができる。
図４Ｂに示すように、二重荷重経路構造８３はさらに、二重翼板プレート１０４間に連結された第１チャネルセグメント９４ａと第２チャネルセグメント９４ｂ等の二重チャネルセグメント９４を備えうる。図４Ｂにさらに示すように、第１チャネルセグメント９４ａと第２チャネルセグメント９４ｂは連続構成で示されており、主翼ボックスの二重チャネルセグメントであることが好ましい。図４Ｂにさらに示すように、第１ラグ要素８６ａと第１チャネルセグメント９４ａにより、さね継ぎ構成９６が形成され、第２ラグ要素８６ｂと第１チャネルセグメント９４ａにより、別のさね継ぎ構成９６が形成される。
図４Ｃは、図４Ａの線４Ｃ−４Ｃに沿って切り取った断面図を示す。図４Ｃは、非固定翼端部７６から固定翼部７８へ荷重を移動させるせん断荷重移動点７３を示す。図４Ｃはさらに、上方翼板１０６ａと下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６を備える二重翼板プレート１０４を示す。図４Ｃにさらに示すように、各翼板１０６は、翼板１０６にそれぞれ取り付けられたチタンプレート部１０８ａ、１０８ｂの形態等のプレート部１０８を有することが好ましい。
図４Ｃはさらに、中央垂直回転軸等の中央回転軸９０を有する二重回転要素８６と二重回転ピン要素８８を備える回転接合部８４を示す。図４Ｃには、二重回転ピン要素８８の直径１１０が示されている。図４Ｃにさらに示すように、二重翼板プレート１０４は、ボルト９２ａ等の取り付け要素９２を介して二重回転ピン要素８８に取り付けることができる。
図４Ｃにさらに示すように、第１チャネルセグメント９４ａと第２チャネルセグメント９４ｂ等の主翼ボックス６６の二重チャネルセグメント９４は、二重翼板プレート１０４間に連結される。図４Ｃにさらに示すように、第１チャネルセグメント９４ａと二重回転要素８６により、さね継ぎ構成９６が形成される。
図４Ｄは、図４Ａのスイング翼１８ａの形態等の翼１８の切断上面図である。図４Ｄは、折れていない巡航条件１３２ａ等の折れていない飛行位置１３２から、前方に折れている離陸及び上昇位置１３４ａ等の前方に折れている飛行位置１３４へ、スイング翼端２０ａの形態等の翼端２０の前方回転を示す。前方に折れている飛行位置１３４では、翼１８は低速性能に対して最適化されていることが好ましい。
非固定翼端部７６において追加の翼長の長さ１１２（図４Ｄ参照）が示されている。上記追加の翼長の長さ１１２は、非固定翼端部７６が離陸において折り畳まれている、又は３０度前方に湾曲移動した時に離陸及び上昇性能を向上させるために８フィート以上であってよい。
図４Ｄに示すように、翼１８はスイング翼端システム８０ａ等のスイング翼端システム８０の一実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２の一実施形態とを有する。図４Ｄにさらに示すように、翼１８は、前縁２２ａ、後縁２２ｂ、一以上の翼端スパー７１ａ等の一以上の翼端部材７１を有する非固定翼端部７６、主翼ボックス６６を有する固定翼部７８、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ等の翼部材７０、一以上の翼リブ６８、スラット２４、及びエルロン２６とを有する。
図４Ｄに示すように、ヒンジ線７４は非固定翼端部７６と固定翼部７８との間で分離しており、回転接合部８４の、第１ラグ要素８６ａと第２ラグ要素８６ｂの形態等の二重回転要素８６は、ディスクピン８８ａの形態の二重回転ピン要素８８周囲で前方回転する。取り付け要素９２（図４Ｄ参照）は、二重回転ピン要素８８（図４Ｄ参照）に取り付けられているところが示されている。
図４Ｄはさらに、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有するアクチュエータアセンブリ９８を示し、格納式ナビゲーションライト１０２ａの形態等のナビゲーション要素１０２を示す。図４Ｄはさらに、せん断荷重経路７２を示す。
図４Ｅは、図４Ａのスイング翼１８ａの形態等の翼１８の切断上面図である。図４Ｅは、後方に折れている地上走行及び滑走の地上位置１３６ａ等の後方に折れている地上位置１３６において、スイング翼端２０ａの形態等の翼端２０を示す。後方に折れている地上位置１３６では、翼１８は低速性能に対して最適化されていることが好ましく、非固定翼端部７６は、後部方向に約３５度回転することができる。
図４Ｅに示すように、翼１８は、スイング翼端システム８０ａ等のスイング翼端システム８０の一実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２の一実施形態を有する。図４Ｅにさらに示すように、翼１８は、前縁２２ａ、後縁２２ｂ、一以上の翼端スパー７１ａ等の一以上の翼端部材７１を有する非固定翼端部７６、主翼ボックス６６を有する固定翼部７８、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ等の翼部材７０、一以上の翼リブ６８、スラット２４、及びエルロン２６とを有する。
図４Ｅに示すように、ヒンジ線７４は非固定翼端部７６と固定翼部７８との間で分離しており、回転接合部８４の、第１ラグ要素８６ａと第２ラグ要素８６ｂの形態等の二重回転要素８６は、ディスクピン８８ａの形態等の二重回転ピン要素８８周囲で後方回転する。
図４Ｅはさらに、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する、回転電気アクチュエータアセンブリ９８ａの形態等のアクチュエータアセンブリ９８を示す。図４Ｅはさらに、格納式ナビゲーションライト１０２ａの形態等のナビゲーション要素１０２と、せん断荷重経路７２とを示す。
図５Ａは、スイング翼端２０ｂ等の翼端２０を有するスイング翼１８ｂ等の翼１８の切断上面図である。さらに具体的には、図５Ａは、一実施形態にしたがって図示されたスイング翼端システム８０の選択された内部構成要素の、翼板が切り離された上面図である。
図５Ａに示すように、翼１８は、折れていない巡航位置１３２ｂ等の折れていない飛行位置１３２にあり、前縁２２ａと後縁２２ｂとを有する。折れていない巡航位置１３２ｂ等の折れていない飛行位置１３２では、翼１８は高速性能に対して最適化されていることが好ましい。図５Ａにさらに示すように、翼１８は、本発明にしたがって、スイング翼端システム８０ｂ等のスイング翼端システム８０の一実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ｂ等のスイング翼端アセンブリ８２の一実施形態とを有する。
図５Ａに示すように、スイング翼端アセンブリ８２ｂ等のスイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６は、折れていない飛行位置１３２にある固定翼部７８と一致し、高速飛行条件において回転しないように維持されうる。
非固定翼端部７６（図５Ａ参照）には、一以上の翼端スパー７１ａ（図５Ａ参照）等の一以上の翼端部材７１（図５Ａ参照）が含まれうる。固定翼部７８（図５Ａ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図５Ａ参照）等の翼部材７０（図５Ａ参照）、一以上の固定翼リブ６８ａ等の一以上の翼リブ６８（図５Ａ参照）、スラット２４（図５Ａ参照）、エルロン２６（図５Ａ参照）、又は他の適切な構造を有する主翼ボックス６６（図５Ａ参照）を備えることができる。
図５Ａに示すこのスイング翼端アセンブリ８２の実施形態では、回転接合部８４ｂの形態等の回転接合部８４は、中央回転軸９０を有するピボットピン８８ｂの形態の二重回転ピン要素８８を備える。図５Ａにさらに示すように、回転接合部８４は、回転調整要素８６ｃの形態等の二重回転要素８６を備える。回転調整要素８６ｃ（図５Ａ参照）は、ピボットピン８８ｂと中央回転軸９０（図５Ａ参照）周囲を回転するように構成される。さらに、図５Ａに示すように、回転調整要素８６ｃはトラック１１６の間をトラック１１６に沿って回転する、又は旋回する。回転調整要素８６ｃ（図５Ａ参照）の端部８７（図５Ｅ参照）は、翼リブ６８（図５Ａ参照）に隣接するトラック１１６（図５Ａ参照）の湾曲部に沿って回転することが好ましい。
図５Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂを備える。ロック要素１１８は、アクチュエータ要素１００（図５Ａ参照）によって回転接合部８４（図５Ａ参照）が作動し回転した後で、ラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図５Ａ参照）の形態で回転接合部８４（図５Ａ参照）を適所にロックすることができ、これにより、非固定翼端部７６（図５Ａ参照）が適所にロックされる。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００、及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えることができる。
図５Ａはさらに、翼１８内に収納されたナビゲーション要素１０２を示す。ナビゲーション要素１０２（図５Ａ参照）は、固定翼部７８（図５Ａ参照）と非固定翼端部７６（図５Ａ参照）との間のヒンジ線７４（図５Ａ参照）近くに位置決めされうる。ナビゲーション要素１０２（図５Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図５Ａ参照）の回転に応答して露出し作動することができる。
図５Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、翼１８はさらに、非固定翼端部７６の近く等の翼１８の後縁２２ｂ近くに位置決めされた移動パネル１２０を備える。移動パネル１２０（図５Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図５Ａ参照）が回転する前に移動するように構成されることが好ましい。移動パネル１２０（図５Ａ参照）は、例えば非限定的に、折り畳まれた構成１４０（図５Ａ参照）の折り畳み式ドア１２０ａ（図５Ａ参照）又は他の適切な移動可能なパネル又は表面構成を備えうる。
非固定翼端部７６（図５Ａ参照）が折れておらず、回転していない時、移動パネル１２０は折り畳まれた構成１４０（図５Ａ参照）にあることが好ましい。移動パネル１２０（図５Ａ参照）は、パネルアクチュエータ機構１２３（図５Ａ参照）又は別の適切なアクチュエータ又はスライド機構を介して下ろす又は折り畳むことができる。図５Ａに示すように、移動パネル１２０は、ヒンジ線１２２周囲で折り畳まれる、又は回転するように設計することが好ましく、非固定翼端部７６が回転する前に、非固定翼端部７６の近く等の翼１８の後縁２２ｂの下に下がるように設計される。
図５Ｂは、図５Ａの線５Ｂ−５Ｂに沿って切り取った断面図を示す。図５Ｂは、非固定翼端部７６から固定翼部７８へ荷重を移動させるように構成された二重荷重経路構造８３を示す。図４Ｂに示すように、二重荷重経路構造８３は、二重翼板プレート１０４と回転接合部８４とを備える。回転接合部８４（図５Ｂ参照）は、二重翼板プレート１０４（図５Ｂ参照）間に連結されることが好ましい。図５Ｂにさらに示すように、二重翼板プレート１０４は、上方翼板１０６ａと下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６を備えることが好ましい。図５Ｂにさらに示すように、各翼板１０６は、翼板１０６にそれぞれ取り付けられたチタンプレート部１０８ａ、１０８ｂの形態等のプレート部１０８を有することが好ましい。しかしながら、別の適切な頑丈な金属、又は硬質の材料をプレート部に使用することが可能である。
図５Ｂに示すスイング翼端アセンブリ８２の回転接合部８４の実施形態は、回転調整要素８６ｃの形態等の二重回転要素８６と、中央垂直回転軸等の中央回転軸９０を有するピボットピン８８ｂ（図３Ａ参照）の形態の二重回転ピン要素８８とを備える。ピボットピン８８ｂ等の二重回転ピン要素８８の直径１２４は図５Ｂに示されており、上記直径１２４は例えば、２０（二十）インチ、又は別の適切な長さであってよい。図５Ｂに示すように、二重回転ピン要素８８は翼端スパー７１ａ、７１ｂのそれぞれと隣接している。図５Ｂにさらに示すように、回転調整要素８６ｃの形態等の二重回転要素８６はトラック１１６と隣接し、トラック１１６は、それぞれ前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂと隣接している。
図５Ｃは、図５Ｂの円５Ｃの拡大図である。図５Ｃに示すように、回転接合部８４は、ピボットピン８８ｂ等の二重回転ピン要素８８と、回転調整要素８６ｃの形態等の二重回転要素８６とを備える。図５Ｃに示すように、二重回転ピン要素８８は、翼端スパー７１ａの形態等の翼端部材７１に隣接して示される。図５Ｃにさらに示すように、翼端部材７１は、回転調整要素８６ｃに隣接して示される。図５Ｃにさらに示すように、回転調整要素８６ｃはトラック１１６に隣接して示される。図５Ｃにさらに示すように、トラック１１６は主翼ボックス６６の後方翼スパー７０ｂ等の翼部材７０に隣接して示される。
図５Ｃはさらに、ボルト９２ａ等の取り付け要素９２を介して、上方翼板１０６ａと下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６に取り付けられた二重回転ピン要素８８とトラック１１６とを示す。しかしながら、他の適する取り付け要素又は接着を使用することもできる。図５Ｃはさらに、例えば５（五）インチ又は別の適切な間隔であってよい、回転調整要素８６ｃとトラック１１６との間で矢印１２６で示されるおおよその間隔を示す。
図５Ｄは、図５Ａの線５Ｄ−５Ｄに沿って切り取った拡大断面図である。図５Ｄに示すように、回転調整要素８６ｃの形態等の二重回転要素８６は、トラック１１６に隣接し、又はトラック１１６の近くにあり、ボルト９２ａ等の取り付け要素９２、又は他の適切な取り付け要素を介してトラック１１６に取り付けられた翼板１０６間に位置決めされている。図５Ｄはさらに、例えば５（五）インチ又は別の適切な間隔であってよい、回転調整要素８６ｃからトラック１１６に沿って矢印１２８で示されるおおよその間隔を示す。
図５Ｅは、図５Ａの線５Ｅ−５Ｅに沿って切り取った拡大断面図である。図５Ｅに示すように、ラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂの形態等のロック要素１１８は、固定翼リブ６８ａの形態等の翼リブ６８、トラック１１６、及び回転調整要素８６ｃの端部８７を通って挿入され、翼リブ６８に付着する。図５Ｅはさらに、ボルト９２ａ等の取り付け要素９２、又は別の適切な取り付け要素を介して取り付けられた翼リブ６８及びトラック１１６を示す。
図５Ｆは、スイング翼端２０ａ等の翼端２０を有する図５Ａのスイング翼１８ｂ等の翼１８の切断上面図である。翼１８（図５Ｆ参照）は、前縁２２ａ（図５Ｆ参照）及び後縁２２ｂ（図５Ｆ参照）を有する。図５Ｆに示すように、非固定翼端部７６は後方に折れている誘導路及び滑走路上の地上位置１３６ｂ等の後方に折れている地上位置１３６である。図５Ｆにさらに示すように、翼１８は、本発明によるスイング翼端システム８０ｂ等のスイング翼端システム８０の一実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ｂ等のスイング翼端アセンブリ８２の一実施形態を有する。
図５Ｆに示すように、スイング翼端アセンブリ８２ｂ等のスイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４（図５Ａ参照）を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４（図５Ａ参照）において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）は、一以上の翼端スパー７１ａ（図５Ｆ参照）等の一以上の翼端部材７１（図５Ｆ参照）を含みうる。固定翼部７８（図５Ｆ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図５Ｆ参照）等の翼部材７０（図５Ｆ参照）、一以上の固定翼リブ６８ａ（図５Ｆ参照）等の一以上の翼リブ６８（図５Ｆ参照）、スラット２４（図５Ａ参照）、エルロン２６（図５Ａ参照）、又は他の適切な構造を有する主翼ボックス６６（図５Ｆ参照）を備えうる。
図５Ｆに示すこのスイング翼端アセンブリ８２の実施形態では、回転接合部８４（図５Ａ参照）は、中央回転軸９０を有する、ピボットピン８８ｂの形態等の二重回転ピン要素８８を備える。回転接合部８４（図５Ａ参照）はさらに、回転調整要素８６ｃ（図５Ｆ参照）の形態等の二重回転要素８６（図５Ｆ参照）を備える。回転調整要素８６ｃ（図５Ｆ参照）は、ピボットピン８８ｂ（図５Ｆ参照）及び中央回転軸９０（図５Ｆ参照）周囲を回転するように構成される。さらに、図５Ｆに示すように、回転調整要素８６ｃはトラック１１６間及びトラック１１６に沿って回転又は旋回する。回転調整要素８６ｃ（図５Ｆ参照）の端部８７（図５Ｅ参照）は、翼リブ６８（図５Ｆ参照）に隣接するトラック１１６（図５Ｆ参照）の湾曲部に沿って回転することが好ましい。
図５Ｆに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂを備える。ロック要素１１８は、回転接合部８４（図５Ａ参照）がアクチュエータ要素１００（図５Ｆ参照）によって回転のために作動した後に、回転接合部８４（図５Ａ参照）を適所にロックし、これにより非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）を適所にロックするためのラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図５Ｆ参照）の形態であってよい。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８（図５Ｆ参照）、アクチュエータ要素１００（図５Ｆ参照）、及びロック要素１１８（図５Ｆ参照）は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えうる。
図５Ｆはさらに、翼１８内部に格納されたナビゲーション要素１０２を示す。ナビゲーション要素１０２（図５Ｆ参照）は、固定翼部７８（図５Ｆ参照）及び非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）との間のヒンジ線７４（図５Ｆ参照）の近くに位置決めすることができる。ナビゲーション要素１０２（図５Ｆ参照）は、非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）の回転に応答して露出し作動しうる。
図５Ｆに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、翼１８はさらに、非固定翼端部７６近く等の翼１８の後縁２２ｂ近くに位置決めされた移動パネル１２０を備える。移動パネル１２０（図５Ｆ参照）は、非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）が回転する前に移動するように構成されることが好ましい。移動パネル１２０（図５Ｆ参照）は例えば非限定的に、折りたたまれた構成１４０（図５Ｆ参照）の折り畳み式ドア１２０ａ（図５Ｆ参照）、又は他の適切な移動可能パネル又は表面構成を備えうる。
非固定翼端部７６（図５Ｆ参照）が折れておらず、回転しない場合、移動パネル１２０は折り畳まれた構成１４０（図５Ｆ参照）にあることが好ましい。移動パネル１２０（図５Ｆ参照）は、パネルアクチュエータ機構１２３（図５Ｆ参照）又は別の適切なアクチュエータ、又はスライド機構を介して下ろす又は折り畳むことができる。図５Ｆに示すように、移動ドア１２０ａの形態等の移動パネル１２０は、折り畳まれた位置１４２にある様子が示されている。
図６Ａは、スイング翼端２０ｃの形態等の翼端２０を有する、スイング翼１８ｃ等の翼１８の切断上面図である。さらに具体的には、図６Ａは、例示の実施形態にしたがって図示されたスイング翼端システム８０の選択された内部構成要素の、翼板を切り離した上面図である。
図６Ａに示すように、翼１８は折れていない巡航位置１３２ｃなどの折れていない飛行位置１３２にある。折れていない巡航位置１３２ｂ等の折れていない飛行位置１３２では、翼１８は高速性能に対して最適化されることが好ましい。図６Ａにさらに示すように、翼１８は、本発明にしたがってスイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０のさらに別の実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ｃ等のスイング翼端アセンブリ８２のさらに別の実施形態を有する。
図６Ａに示すように、スイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６は、高速飛行条件において折れていない飛行位置１３２にあり、回転していない固定翼部７８と一致して維持されうる。
非固定翼端部７６（図６Ａ参照）は、一以上の翼端スパー７１ａ（図６Ａ参照）等の一以上の翼端部材７１（図６Ａ参照）を含みうる。固定翼部７８（図６Ａ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図６Ａ参照）、スラット２４（図６Ａ参照）、又は他の適切な構造を有する主翼ボックス６６（図６Ａ参照）を備えうる。
図６Ａに示すこのスイング翼端アセンブリ８２の実施形態では、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４は、中央回転軸９０を有するプレートピン８８ｃの形態の二重回転ピン要素８８を備える。図６Ａにさらに示すように、回転接合部８４は回転プレート要素８６ｄの形態等の二重回転要素８６を備える。回転プレート要素８６ｄ（図６Ａ参照）は、プレートピン８８ｃと中央回転軸９０（図６Ａ参照）周囲で回転し、ピボット軸１３０（図６Ａ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図６Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８はアクチュエータ要素１００とロック要素１１８を有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂを備える。ロック要素１１８は、回転接合部８４（図６Ａ参照）がアクチュエータ要素１００（図６Ａ参照）によって回転するために作動した後に、回転接合部８４（図６Ａ参照）を適所にロックし、これにより非固定翼端部７６（図６Ａ参照）を適所にロックするラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図６Ａ参照）の形態であってよい。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えうる。
図６Ａはさらに、翼１８内部に格納されたナビゲーション要素１０２を示す。ナビゲーション要素１０２（図６Ａ参照）は、固定翼部７８（図６Ａ参照）と非固定翼端部７６（図６Ａ参照）との間のヒンジ線７４（図６Ａ参照）近くに位置決めすることができる。ナビゲーション要素１０２（図６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図６Ａ参照）の回転に応答して露出し作動することができる。
図６Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、翼１８はさらに、非固定翼端部７６の近く等、翼１８の後縁２２ｂの近くに位置決めされた移動パネル１２０を備える。移動パネル１２０（図６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図６Ａ参照）が回転する前に移動するように構成されることが好ましい。移動パネル１２０（図６Ａ参照）は、例えば非限定的に、折り畳み式ドア１２０ａ（図６Ａ参照）を備えうる。図６Ａに示すように、移動パネル１２０は、ヒンジ線１２２周囲に折り畳まれる、又は回転するように設計され、非固定翼端部７６が回転する前に、非固定翼端部７６の近く等、翼１８の後縁２２ｂの下に下がるように設計されることが好ましい。
図６Ｂは、スイング翼端２０ｃの形態等の翼端２０を有する、図６Ａのスイング翼１８ｃ等の翼１８の切断上面図である。図６Ｂに示すように、翼１８は、折れていない巡航位置１３２ｃ等の折れていない飛行位置１３２から後方に折れている遷移位置１３８にある。折れていない飛行位置１３２、例えば折れていない巡航位置１３２ｃでは、翼１８は高速性能に対して最適化されていることが好ましい。図６Ｂにさらに示すように、翼１８は、本発明にしたがって、スイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０のさらに別の実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ｃ等のスイング翼端アセンブリ８２のさらに別の実施形態を有する。
図６Ｂに示すように、スイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６（図６Ｂ参照）は、一以上の翼端スパー７１ａ（図６Ｂ参照）等の一以上の翼端部材７１（図６Ｂ参照）を含みうる。固定翼部７８（図６Ｂ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図６Ａ参照）等の翼部材７０、スラット２４（図６Ａ参照）、又は他の適切な構造を有する主翼ボックス６６（図６Ｂ参照）を備えうる。
図６Ｂに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４は、中央回転軸９０を有するプレートピン８８ｃの形態の二重回転ピン要素８８を備える。図６Ｂにさらに示すように、回転接合部８４は、回転プレート要素８６ｄの形態等の二重回転要素８６を備える。回転プレート要素８６ｄ（図６Ｂ参照）は、プレートピン８８ｃと中央回転軸９０（図６Ｂ参照）の周囲を回転し、ピボット軸１３０（図６Ｂ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図６Ｂに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８はアクチュエータ要素１００（図６Ｂ参照）及びロック要素１１８（図６Ｂ参照）を有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂを備える。ロック要素１１８（図６Ｂ参照）は、回転接合部８４（図６Ａ参照）が回転のためにアクチュエータ要素１００（図６Ｂ参照）によって作動した後で、回転接合部８４（図６Ｂ参照）を適所にロックし、これにより非固定翼端部７６（図６Ｂ参照）を適所にロックするラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図６Ｂ参照）の形態であってよい。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００、及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えることができる。
図６Ｂに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、翼１８はさらに、翼１８の後縁２２ｂ（図６Ａ参照）の近く、例えば非固定翼端部７６の近くに位置決めされる移動パネル１２０を備える。移動パネル１２０（図６Ｂ参照）は、非固定翼端部７６（図６Ｂ参照）が回転する前に移動するように構成されることが好ましい。移動パネル１２０（図６Ｂ参照）は、例えば非限定的に、折りたたみ式ドア１２０ａ（図６Ｂ参照）を備えることができる。
図６Ｃは、図６Ａの例えばスイング翼１８ｃ等の翼１８の切断上面図であり、折れていない巡航条件１３２ｃ等の折れていない飛行位置１３２から、後方に折れている誘導路及び滑走路の地上位置１３６ｃ等の後方に折れている地上位置１３６への翼１８の後方回転を示している。図６Ｃにさらに示すように、翼１８は、本発明にしたがって、スイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０のさらに別の実施形態と、スイング翼端アセンブリ８２ｃ等のスイング翼端アセンブリ８２のさらに別の実施形態を有する。
図６Ｃに示すように、スイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。非固定翼端部７６（図６Ｃ参照）は、一以上の翼端スパー７１ａ（図６Ｃ参照）などの一以上の翼端部材７１（図６Ｃ参照）を含みうる。固定翼部７８（図６Ｃ参照）は、機内方向から機外方向へ延在し、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ（図６Ａ参照）等の翼部材７０、スラット２４（図６Ｃ参照）、又は他の適切な構造を有する主翼ボックス６６（図６Ｃ参照）を備えることができる。
図６Ｃに示すこのスイング翼端アセンブリ８２の実施形態では、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４は、中央回転軸９０を有するプレートピン８８ｃの形態の二重回転ピン要素８８を備える。図６Ｃにさらに示すように、回転接合部８４は、回転プレート要素８６ｄの形態等の二重回転要素８６を備える。回転プレート要素８６ｄ（図６Ｃ参照）は、プレートピン８８ｃと中央回転軸９０（図６Ｃ参照）の周囲を回転し、ピボット軸１３０（図６Ｃ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図６Ｃに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂ（図６Ｂ参照）を備える。ロック要素１１８は、回転接合部８４（図６Ｃ参照）が回転のためにアクチュエータ要素１００（図６Ｃ参照）によって作動した後で、回転接合部８４（図６Ｃ参照）を適所にロックし、これにより非固定翼端部７６（図６Ｃ参照）を適所にロックするラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図６Ａ参照）の形態であってよい。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００、及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えることができる。
図６Ｃはさらに、翼１８内部に格納されたナビゲーション要素１０２を示す。ナビゲーション要素１０２（図６Ｃ参照）は、固定翼部７８（図６Ｃ参照）と非固定翼端部７６（図６Ａ参照）との間のヒンジ線７４（図６Ｃ参照）近くに位置決めすることができる。ナビゲーション要素１０２（図６Ｃ参照）は、非固定翼端部７６（図６Ｃ参照）の回転に応答して露出し作動することができる。
図６Ｃに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、翼１８はさらに、非固定翼端部７６の近く等の翼１８の後縁２２ｂの近くに位置決めされた移動パネル１２０を備える。移動パネル１２０（図６Ｃ参照）は、非固定翼端部７６（図６Ｃ参照）が回転する前に、移動するように構成されることが好ましい。移動パネル１２０（図６Ｃ参照）は、例えば非限定的に、折りたたみ式ドア１２０ａ（図６Ｃ参照）を備えることができる。図６Ｃに示すように、移動パネル１２０は、ヒンジ線１２２周囲で折りたたまれる、又は回転するように設計され、非固定翼端部７６が回転する前に、非固定翼端部７６の近く等の翼１８の後縁２２ｂの下に下がるように設計されることが好ましい。
図７Ａは、後方に折れている翼１８を示し、二重荷重経路構造８３を示す、スイング翼１８ｃ等の翼１８の切断上面斜視図である。図７Ａに示すように、翼１８はスイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０を有し、スイング翼端アセンブリ８２ｃ等のスイング翼端アセンブリ８２を有する。
図７Ａに示すように、スイング翼端アセンブリ８２は、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４を介して固定翼部７８に移動可能に接続され、ヒンジ線７４において分離している非固定翼端部７６を備える。図７Ａはさらに、ヒンジ線１２２における、主翼ボックス６６、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂ等の翼部材７０、翼端スパー７１ａなどの翼端部材７１、ヒンジ線７４に位置決めされたナビゲーション要素１０２、及び折り畳み式ドア１２０ａ等の移動パネル１２０を示す。
図７Ａはさらに、上方翼板１０６ａ及び下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６を有する二重翼板プレート１０４を備え、各翼板１０６がプレート部１０８を有する、二重荷重経路構造８３を示す。図７Ａにさらに示すように、二重荷重経路構造８３は、プレートピン８８ｃの形態等の二重回転ピン要素８８と、回転プレート要素８６ｄの形態等の二重回転要素８６を備える、回転接合部８４ｃの形態等の回転接合部８４を備える。回転プレート要素８６ｄ（図７Ａ参照）は、プレートピン８８ｃ（図７Ａ参照）の周囲を回転し、ピボット軸１３０（図７Ａ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図７Ａに示すこのスイング翼端システム８０の実施形態では、アクチュエータアセンブリ９８は、アクチュエータ要素１００と、ロック要素１１８ｂの形態等のロック要素１１８とを有する線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂを備えうる。ロック要素１１８（図７Ａ参照）は、ラッチ液圧ピンロック要素１１８ｂ（図７Ａ参照）の形態であってよい。あるいは、アクチュエータアセンブリ９８、アクチュエータ要素１００、及びロック要素１１８は、他の適切なアセンブリ又は要素を備えることができる。
図７Ｂは、スライドプレートアセンブリ１４４と連結した図７Ａの回転接合部８４の一実施形態の拡大切断上面斜視図である。図７Ｂに示すように、回転接合部８４は、プレートピン８８ｃの形態等の二重回転ピン要素８８と、回転プレート要素８６ｄ（図７Ａ参照）の形態等の二重回転要素８６を備える。図７Ｂにさらに示すように、移動パーツである二重回転要素８６は、固定パーツであるスライドプレートアセンブリ１４４と連結する。図７Ｂにさらに示すように、スライドプレートアセンブリ１４４は、第２プレート部１４８に取り付けられた第１プレート部１４６を備える。二重回転要素８６（図７Ｂ参照）は、スライドプレートアセンブリ１４４内部のプレートピン８８ｃ（図７Ｂ参照）周囲で、ピボット軸１３０（図７Ｂ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図７Ｂはさらに、スイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０と、スイング翼端アセンブリ８２ｃ等のスイング翼端アセンブリ８２を有するスイング翼１８ｃの形態などの翼１８を示す。図７Ｂはさらに、ヒンジ線７４によって分離している非固定翼端部７６及び固定翼部７８を示し、主翼ボックス６６、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂなどの翼部材７０、翼端スパー７１ａなどの翼端部材７１、ヒンジ線７４に位置決めされたナビゲーション要素１０２、上方翼板１０６ａ及び下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６、プレート部１０８、及び折りたたまれた位置１４０にあるヒンジ線１２２の折り畳み式ドア１２０ａ等の移動パネル１２０を示す。図７Ｂはさらに、アクチュエータ要素１００とロック要素１１８とを有する、線形液圧アクチュエータアセンブリ９８ｂの形態等のアクチュエータアセンブリ９８を示す。
図７Ｃは、スライドプレートアセンブリ１４４と連結したカバープレート１４５を示す図７Ｂの回転接合部８４の拡大上面斜視図である。カバープレート１４５は、スライドプレートアセンブリ１４４の第２プレート部１４８の上面内部に連結し、適合することが好ましく、プレートピン８８ｃ（図７Ｂ参照）の形態等の二重回転ピン要素８８（図７Ｂ参照）の上に位置決めされた様子が示される。図７Ｃに示すように、二重回転要素８６がスライドプレートアセンブリ１４４の第２プレート部１４８と連結した時に、さね継ぎ構成９６が形成される。二重回転要素８６（図７Ｃ参照）は、スライドプレートアセンブリ１４４（図７Ｃ参照）内部でピボット軸１３０（図７Ｃ参照）と一致して回転するように構成されることが好ましい。
図７Ｃはさらに、スイング翼端システム８０ｃ等のスイング翼端システム８０を有する、スイング翼１８ｃの形態等の翼１８と、ヒンジ線７４によって分離している非固定翼端部７６及び固定翼部７８と、前方翼スパー７０ａ及び後方翼スパー７０ｂなどの翼部材７０と、翼端部材７１と、ナビゲーション要素１０２と、上方翼板１０６ａ及び下方翼板１０６ｂ等の翼板１０６と、プレート部１０８、及び折りたたまれた位置１４０にあるヒンジ線１２２における折り畳み式ドア１２０ａ等の移動パネル１２０を示す。
本発明の別の一実施形態では、スイング翼１８ａの形態等の一以上の翼１８（図１、３Ａ参照）のフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）を有する航空機１１（図１、３Ａ参照）が提供される。図１に示すように、航空機１１は、少なくとも一つの胴体１２、及びスイング翼端システム８０を有する翼端２０を各々有する一以上の翼１８を備える。航空機１１（図１、３Ａ参照）は、翼長が拡大した航空機の地上操作を妨げる空港において航空機１１（図１、３Ａ参照）の地上操作を可能にする縮小された翼長２１ａ（図３Ａ参照）を提供するために長さが縮小又は短縮するように構成された翼長２１（図１、３Ａ参照）を有することが好ましい。
航空機１１（図１参照）のスイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、詳しく上述したように、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備えることが好ましい。スイング翼端アセンブリ（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、航空機１１（図１、３Ａ参照）の一以上の翼１８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に移動可能に接続された非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備える。
航空機１１（図１参照）のスイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）はさらに、一以上の翼１８（図１、３Ａ参照）に対してフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）を提供する二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を備える。二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）へ荷重を移すように構成されることが好ましい。
上述したように、二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）は、上方翼板１０６ａ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）及び下方翼板１０６ｂ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）等の翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）を備える二重翼板プレート１０４（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）を備える。各翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）は、翼板１０６（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）に取り付けられたプレート部１０８、１０４（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）を有する。プレート部１０８（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）は、チタンプレート部１０８ａ（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ参照）であることが好ましい。しかしながら、別の適切な頑丈な金属又は剛性の材料をプレート部に使用してもよい。
航空機１１（図１参照）の二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）はさらに、二重翼板プレート１０４（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）間に連結した回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備えることが好ましい。回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に回転可能に連結させるように構成されることが好ましい。回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を有する二重回転ピン要素８８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）と、中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）の周囲で回転するように構成された二重回転要素８６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）とを備えることが好ましい。二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）はさらに、二重翼板プレート１０４（図４Ｂ〜４Ｃ参照）間に連結された二重チャネルセグメント９４（図４Ｂ〜４Ｃ参照）を備えうる。
航空機１１（図１参照）の一以上の翼１８（図１、３Ａ参照）はさらに、回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に操作可能に連結して回転接合部（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を作動させ、これにより非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）が、選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）において中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）周囲でピボット軸１３０（図６Ｃ、７Ａ参照）と一致して固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に対して回転することが可能になるアクチュエータアセンブリ９８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備える。選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）により、折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ、６Ｃ参照）、前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）のうちの一つを含む非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の位置、又は別の適切な選択された操作条件が得られる。
航空機１１（図１参照）の一以上の翼１８（図１、３Ａ参照）はさらに、アクチュエータアセンブリ９８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に操作可能に連結して、回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の作動、及び非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の回転を制御するコントローラシステム１５０（図３Ａ参照）を備える。一以上の翼１８（図１、３Ａ参照）はさらに、固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）と非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）間のヒンジ線７４（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の近くに位置決めされ、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の回転に応答して露出し作動するように操作可能であるナビゲーション要素１０２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備える。
航空機１１（図１参照）のスイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）はさらに、非固定翼端部７６（図５Ａ、６Ａ参照）の後縁２２ｂ（図５Ａ、６Ａ参照）近くに位置決めされ、非固定翼端部７６（図５Ａ、６Ａ参照）が回転する前に移動するように構成された移動パネル１２０（図５Ａ、６Ａ参照）を備える。
本発明の別の実施形態では、航空機１１（図１、３Ａ参照）等の飛行体１０（図１、３Ａ参照）の翼１８（図１、３Ａ参照）のフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）を提供する方法２００（図８参照）が提供される。図８は、本発明の方法２００の例示的な一実施形態のフロー図である。
本方法２００は、下に記載するステップを含みうる。方法２００のために記載されたステップは、提示された順番以外の順番で実施可能である。あるステップは同時に実施することができる。あるステップは任意である、又は省略することができる。これら記載されたステップ以外のステップを追加することができる。あるステップの実施、又はステップの順序付けは、飛行位置、又は折れている位置、又は位置と位置の間で遷移している等、翼の開始位置によって変化しうる。
図８に示すように、方法２００は、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を、飛行体１０（図１、３Ａ参照）のスイング翼１８ａ、１８ｂ、１８ｃ（図３Ａ参照）の形態等の翼１８（図１、３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に操作可能に連結させるステップ２０２を含む。詳しく上述したように、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、翼１８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に移動可能に接続された非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備える。
詳しく上述したように、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）はさらに、二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を備える。二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）は、二重翼板プレート１０４（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）と、二重翼板プレート１０４（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、７Ａ参照）間に連結した回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備えることが好ましい。回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を有する二重回転ピン要素８８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）と、中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）周囲を回転するように構成された二重回転要素８６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を備えることが好ましい。
図８に示すように、方法２００はさらに、アクチュエータアセンブリ９８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に操作可能に連結させるステップ２０４を含む。図８で示すように、方法２００はさらに、アクチュエータアセンブリ９８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を制御して回転接合部８４（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を作動させるために、コントローラシステム１５０（図３Ａを参照）をアクチュエータアセンブリ９８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に操作可能に連結させるステップ２０６を含む。
図８に示すように、方法２００はさらに、二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）を介して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）へ荷重を移すステップ２０８を含む。これにより、飛行体１０（図１、３Ａ参照）の翼１８（図１、３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）のフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）が得られる。
図８に示すように、方法２００はさらに、選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）において中央回転軸９０（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）周囲で固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に対して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させる任意のステップ２１０を含む。選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）において固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に対して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させるステップ２１０はさらに、後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ、６Ｃ参照）を得るために非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させることを含むことができる。さらに、選択された操作条件１３１（図３Ａ参照）において固定翼部７８（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）に対して非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させるステップ２１０はさらに、前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）を得るために非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させることを含むことができる。
図８に示すように、方法２００は、さらに、固定翼部７８（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）と非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）との間のヒンジ線７４（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の近くにナビゲーション要素１０２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を操作可能に連結させる任意のステップ２１２を含む。ナビゲーション要素１０２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）は、非固定翼端部７６（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の回転に応答して露出し作動することができる。
図８に示すように、方法２００はさらに、非固定翼端部７６（図５Ａ、６Ａ参照）を回転させる前に、非固定翼端部７６（図５Ａ、６Ａ参照）の後縁２２ｂ（図５Ａ、６Ａ参照）近くに位置決めされた移動パネル１２０（図５Ａ、６Ａ参照）を移動させる任意のステップ２１４を含む。図８に示すように、方法２００はさらに、折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を得るために非固定翼端部（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を回転させずに維持する任意のステップ２１６を含む。
当業者には、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）とスイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）を航空機１１（図１参照）等の飛行体１０（図１参照）の翼１８（図１参照）に組み込むことによって、多数の実質的な利点が得られることが理解されるだろう。スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ参照）が後方回転して後方に折れている地上位置１３６（図４Ｅ、５Ｆ、６Ｃ参照）となるような設計が提供され、これにより、空港の滑走路及び誘導路において、また空港ゲートに駐機中等、飛行体１０（図１参照）が地上を移動中に、翼長２１ａ（図３Ａ参照）の縮小が促進される。加えて、この設計により、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ参照）が、高速の空気力学的利点を得るために、後方に折れている地上位置１３６から折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）まで前方回転することが可能になる。さらに、ある実施形態では、この設計により、低速の離陸及び上昇条件のために、非固定翼端部７６（図３Ａ、４Ａ参照）が折れていない飛行位置１３２（図４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）から前方に折れている飛行位置１３４（図４Ｄ参照）まで前方回転することが可能になる。
したがって、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、低速位置及び高速位置の両方に対して最適化された翼１８（図１参照）が得られる。加えて、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、スイング翼端２０ａ（図３Ａ参照）の形態等の翼端２０を有するスイング翼１８ａの形態等の翼１８（図１参照）に、長い、又は長さが拡大した翼長２１（図１参照）で飛行体１０（図１参照）の飛行をさらに効率的にしつつも、既存の空港の制約、すなわち翼長２１３フィート以下に収まることができる、飛行体１０の翼長２１（図１参照）を変える能力が提供される。例えば、スイング翼端システム８０（図３Ａ参照）とスイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ参照）の一実施形態により、拡大した、又はさらに８（八）フィート以上長さが増した翼長２１（図１参照）が提供され、これにより、翼１８（図１参照）の非固定翼端部７６（図３Ａ参照）が離陸位置において回転又は前方に折れた時、例えば前方に約３０（三十）度回転した時に、離陸及び上昇性能を向上させることができる。
さらに、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、二重翼板プレート１０４（図３Ａ参照）、二重回転要素８６（図３Ａ参照）、二重回転ピン要素８８（図３Ａ参照）、及び他の適切な余剰構造を有する二重荷重経路構造８３（図３Ａ参照）を有するスイング翼１８ａ、１８ｂ、１８ｃ（図３Ａ参照）の形態等の翼１８（図１参照）が提供される。二重荷重経路構造８３（図３Ａ参照）により、飛行体１０（図１参照）の翼１８（図１参照）等の主要荷重支持部材のフェイルセーフ荷重経路１６０（図３Ａ参照）が得られる。二重荷重経路構造８３（図３Ａ、４Ｂ、５Ｂ、６Ａ参照）により、一方の経路が故障した際に他方が荷重を支持するフェイルセーフ法で荷重を支持する２つの別々の荷重支持経路が提供され、これにより、飛行体１０（図１参照）の安全性を向上させることができる。
加えて、二重回転ピン要素８８（図４Ｂ参照）を二重翼板プレート１０４（図４Ｂ参照）間、すなわち二重クレビス間に位置決めすることで、回転接合部８４（図４Ｂ参照）に実質的なねじり剛性を付与しながらも、既知のウィングレットの置換性と同様の非固定翼端部７６（図４Ｂ参照）の置換性を得ることができる。このため、アクセスできない、又はメンテナンスを行うことができないウィングレット又は翼構成と比べ、最小限のメンテナンスを行うことができる。
加えて、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、改善されたせん断荷重経路７２を有し、回転接合部８４（図４Ｂ参照）において非固定翼端部７６（図４Ｂ参照）から固定翼部７８（図４Ｂ参照）までの約２００（二百）度のせん断荷重の移動を方向づけする能力を有する翼１８（図１参照）が提供される。
さらに、スイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、及び方法２００（図８参照）の開示された実施形態により、非固定翼端部７６（図３Ａ参照）が回転中に回転して翼１８内部にしまい込むことができる移動パネル１２０（図３Ａ参照）を有する翼１８（図１参照）が提供される。移動パネルの設計により、翼上の既知の追従ドア又は折り畳み式パネルの使用が除去される。そしてこれにより、飛行中のスイング翼端システム８０（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）、スイング翼端アセンブリ８２（図３Ａ、４Ａ、５Ａ、６Ａ参照）の操作を改善させることができる。
上述の説明及び関連する図面に示した教示の利点を有するこのような発明に関連する当業者であれば、本発明の多数の変形例および他の実施形態が想起されよう。本明細書に記載した実施形態は、例示することを意図したものであって、限定的又は網羅的であることを意図していない。本明細書では特定の用語を使用しているが、それらは、一般的及び説明的な意味でのみ使用されており、限定を目的として使用されているものではない。
１０ 飛行体
１１ 航空機
１２ 胴体
１４ エンジン
１６ 水平安定板
１８ スイング翼
１８ａ スイング翼
１８ｂ スイング翼
１８ｃ スイング翼
２０ スイング翼端
２０ａ スイング翼端
２０ｂ スイング翼端
２０ｃ スイング翼端
２１ 翼長
２２ａ 翼の前縁
２２ｂ 翼の後縁
２４ スラット
２６ エルロン
２８ フラップ
３０ 航空機の製造及び保守方法
６６ 主翼ボックス
６８ 翼リブ
６８ａ 固定翼リブ
７０ 翼部材
７０ａ 前方翼スパー
７０ｂ 後方翼スパー
７１ 翼端部材
７１ａ 翼端スパー
７１ｂ 翼端スパー
７２ せん断荷重経路
７３ せん断荷重移動点
７４ ヒンジ線
７６ 非固定翼端部
７８ 固定翼部
８０ スイング翼端システム
８０ａ スイング翼端システム
８０ｂ スイング翼端システム
８０ｃ スイング翼端システム
８２ スイング翼端アセンブリ
８２ａ スイング翼端アセンブリ
８２ｂ スイング翼端アセンブリ
８２ｃ スイング翼端アセンブリ
８３ 二重荷重経路構造
８４ 回転接合部
８４ａ 回転接合部
８４ｂ 回転接合部
８４ｃ 回転接合部
８６ 二重回転要素
８６ａ 第１ラグ要素
８６ｂ 第２ラグ要素
８６ｃ 回転調整要素
８６ｄ 回転プレート要素
８７ 回転調整要素の端部
８８ 二重回転ピン要素
８８ａ ディスクピン
８８ｂ ピボットピン
８８ｃ プレートピン
９０ 中央回転軸
９２ 取り付け要素
９２ａ ボルト
９４ 二重チャネルセグメント
９４ａ 第１二重チャネルセグメント
９４ｂ 第２二重チャネルセグメント
９６ さね継ぎ構成
９８ アクチュエータアセンブリ
９８ａ 回転電気アクチュエータアセンブリ
９８ｂ 線形液圧アクチュエータアセンブリ
１００ アクチュエータ要素
１００ｂ 線形液圧アクチュエータ
１０２ ナビゲーション要素
１０２ａ 格納式ナビゲーションライト
１０４ 二重翼板プレート
１０６ 翼板
１０６ａ 上方翼板
１０６ｂ 下方翼板
１０８ プレート部
１０８ａ チタンプレート部
１０８ｂ チタンプレート部
１１０ 二重回転ピン要素の直径
１１２ 追加の翼長の長さ
１１６ トラック
１１８ ロック要素
１１８ａ ラックアンドピニオン要素
１１８ｂ ラッチ液圧ピンロック要素
１１８ｃ ボールねじ式ロック要素
１２０ 移動パネル
１２０ａ 折り畳み式ドア
１２２ ヒンジ線
１２３ パネルアクチュエータ機構
１２４ 二重回転ピン要素の直径
１２６ 回転調整要素とトラックの間の間隔
１２８ 回転調整要素とトラックの間の間隔
１３０ ピボット軸
１３２ 折れていない飛行位置
１３２ａ 折れていない巡航位置
１３２ｂ 折れていない巡航位置
１３２ｃ 折れていない巡航位置
１３４ 前方に折れている飛行位置
１３４ａ 前方に折れている離陸及び上昇位置
１３６ 後方に折れている地上位置
１３６ａ 後方に折れている地上走行及び滑走の地上位置
１３６ｂ 後方に折れている誘導路及び滑走路上の地上位置
１３６ｃ 後方に折れている誘導路及び滑走路の地上位置
１３８ 後方に折れている遷移位置
１４０ 折り畳まれた構成
１４２ 折り畳まれた位置
１４４ スライドプレートアセンブリ
１４５ カバープレート
１４６ スライドプレートアセンブリの第１プレート部
１４８ スライドプレートアセンブリの第２プレート部
２００ 飛行体１０の翼１８のフェイルセーフ荷重経路１６０を提供する方法

Claims (11)

  1. 飛行体のスイング翼端システムであって、
    スイング翼端アセンブリであって、
    前記飛行体の翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部と、
    前記非固定翼端部から前記固定翼部へ荷重を移すように構成された二重荷重経路構造であって、
    二重翼板プレートと、
    前記二重翼板プレート間に連結され、前記非固定翼端部を前記固定翼部に回転可能に連結するように構成され、中央回転軸を有する二重回転ピン要素、及び前記中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素とを備える回転接合部と、を備える二重荷重経路構造と
    を備えるスイング翼端アセンブリと
    前記回転接合部を作動させることにより、選択された操作条件において前記中央回転軸周囲で前記固定翼部に対して前記非固定翼端部が回転することが可能になるように前記回転接合部に操作可能に連結したアクチュエータアセンブリと、
    前記回転接合部の作動と、前記非固定翼端部の回転を制御するために前記アクチュエータアセンブリに操作可能に連結したコントローラシステムと
    を備えた、システム。
  2. 前記固定翼部と前記非固定翼端部との間のヒンジ線の近くに位置決めされ、前記非固定翼端部の回転に応答して露出し作動するように操作可能なナビゲーション要素をさらに備える、請求項１に記載のシステム。
  3. 前記スイング翼端アセンブリがさらに、前記非固定翼端部の後縁近くに位置決めされ、前記非固定翼端部が回転する前に移動するように構成された移動パネルを備える、請求項１に記載のシステム。
  4. 前記二重荷重経路構造がさらに、前記二重翼板プレート間に連結された二重チャネルセグメントを備える、請求項１に記載のシステム。
  5. 前記二重回転ピン要素がディスクピン、ピボットピン、及びプレートピンのうちの一つを備える、請求項１に記載のシステム。
  6. 前記選択された操作条件により、折れていない飛行位置、後方に折れている地上位置、及び前方に折れている飛行位置のうちの一つを含む、前記非固定翼端部の位置が得られる、請求項１に記載のシステム。
  7. 飛行体の翼にフェイルセーフ荷重経路を提供する方法であって、
    スイング翼端アセンブリを前記飛行体の前記翼に操作可能に連結させるステップであって、前記スイング翼端アセンブリは、
    前記翼の固定翼部に移動可能に接続された非固定翼端部と、
    二重荷重経路構造であって、
    二重翼板プレートと、
    前記二重翼板プレート間に連結され、中央回転軸を有する二重回転ピン要素、及び前記中央回転軸周囲で回転するように構成された二重回転要素とを備える回転接合部と
    を備える二重荷重経路構造と
    を備えるステップと、
    アクチュエータアセンブリを前記回転接合部に操作可能に連結させるステップと、
    前記回転接合部を作動させるように前記アクチュエータアセンブリを制御するためにコントローラシステムを前記アクチュエータアセンブリに操作可能に連結させるステップと、
    前記翼にフェイルセーフ荷重経路を提供するために、前記二重荷重経路構造を介して、前記非固定翼端部から前記固定翼部へ荷重を移すステップと
    を含む方法。
  8. 選択された操作条件において前記中央回転軸周囲で前記固定翼部に対して前記非固定翼端部を回転させるステップをさらに含む、請求項７に記載の方法。
  9. 前記選択された操作条件において前記非固定翼端部を回転させるステップがさらに、後方に折れている地上位置を得るために前記非固定翼端部を回転させることを含む、請求項８に記載の方法。
  10. 前記選択された操作条件において前記非固定翼端部を回転させるステップがさらに、前方に折れている飛行位置を得るために前記非固定翼端部を回転させることを含む、請求項８に記載の方法。
  11. 前記非固定翼端部の回転に応答して露出し作動するように、前記固定翼部と前記非固定翼端部との間のヒンジ線の近くにナビゲーション要素を操作可能に連結させることをさらに含む、請求項８に記載の方法。
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