JP7017353B2

JP7017353B2 - 航空機の翼、航空機、及び関連方法

Info

Publication number: JP7017353B2
Application number: JP2017186262A
Authority: JP
Inventors: ジャンエー．コーデル，; マイケルアルバートバルザー，; ジェフリーバートン，; スティーヴンポールウォーカー，; ジョンバリーサウンダース，
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2016-10-12
Filing date: 2017-09-27
Publication date: 2022-02-08
Anticipated expiration: 2037-09-27
Also published as: JP2018090240A; EP3309059B1; AU2017218981A1; CN107933888A; AU2017218981B2; CN107933888B; US20180099736A1; EP3309059A1; CA2979775A1; CA2979775C; BR102017020273A2; ES2767741T3

Description

本開示は、航空機のスポイラーに関する。

航空機の翼アセンブリは、所与の対気速度において翼によって生み出される揚力を低減させ、スポイラードループ（droop）を通る上面の気流を曲げることによって高揚力フラップの高揚力性能を高め、エルロンによって提供されるトルオーソリティー（toll authority）を高めるためなどに、翼の空力特性を変更するように構成されたスポイラーを含み得る。民間航空機のためのスポイラーは、概して、接合アセンブリに機械的に固定され密封された金属の取り付けラグを有する、複雑なコア強化された複合材又は金属の接合アセンブリである。スポイラーの残りの部分に対するこれらのラグの取り付けは、湿気の侵入、熱負荷、機械的な歪、及び対処するのに整備費用がかかり得る他の課題を導入し得る。更に、幾何学的に精密で安定な構成における複数の材料のアセンブリは、大きな製造費用を課し得る。

これらの観点および他の観点から、本明細書の開示が提示される。

航空機の翼、航空機、及び関連方法が開示される。航空機の翼は、スポイラーが収容位置にあるときに航空機の翼の翼型表面の一部分を画定する上側を有する、モノリシック構造本体から実質的に製造された少なくとも１つのスポイラーを備える。モノリシック構造本体は、複数のオープンボイド（open void）を画定する複数の強化リブを含む、上側とは反対側の、下側を更に含む。航空機の翼のスポイラーを製造する方法は、スポーラーのモノリシック構造本体を形成することを含む。

例示的な航空機の斜視図である。スポイラーを表す概略的な上平面図である。図２のスポイラーを表す概略的な底平面図である。各々が収容位置にあるスポイラーとフラップを表す概略的な側面断面図である。スポイラーが下がった位置にあり且つフラップが展開位置にある状態の、図４のスポイラーとフラップを表す概略的な側面断面図である。スポイラーとフラップが、各々、展開位置にある状態の、図４～図５のスポイラーとフラップを表す概略的な側面断面図である。スポイラーの一実施例を表す上面斜視図である。図７のスポイラーを表す底面斜視図である。航空機の翼のスポイラーを製造する方法を概略的に表すフローチャートである。航空機の製造及び保守方法を概略的に表すフローチャートである。航空機を概略的に表すブロック図である。

図１～図８は、本開示による、スポイラー１１０、スポイラー１１０の構成要素及び／若しくは特徴、並びに／又はスポイラー１１０を含む航空機１０及び／若しくは翼アセンブリ１００の例示的で非排他的な実施例を提供する。同様の、又は少なくとも実質的に同様の目的に適う要素には、図１～図８の各々において類似の番号が表示され、これらの要素については本明細書において、図１～図８の各々を参照する際に詳細が述べられないこともある。同様に、全ての要素が図１～図８の各々に表示されるわけではないが、本明細書においてそれらに関連する参照番号は一貫して使用され得る。図１～図８のうちの１以上を参照して本明細書で説明される要素、構成要素、及び／又は特徴は、本開示の範囲から逸脱することなく、図１～図８の何れかに含まれ、及び／又は図１～図８の何れかで用いられ得る。

図１は、本開示による、スポイラー１１０を含む例示的な航空機１０の図である。航空機１０は、概して、人間及び／又は貨物を輸送するために利用され得る。図１で示されているように、航空機１０は、概して、胴体２０及び胴体２０と動作可能に連結された航空機の翼１００を含む。本明細書で使用される際に、航空機の翼１００は、翼アセンブリ１００及び／又は翼１００としても言及され得る。航空機の翼１００は、１以上のスポイラー１１０を含み、更に、１以上のフラップ１０４を含み得る。航空機の翼１００は、翼型表面１０２を含み、それはフラップ１０４及び／若しくはスポイラー１１０を含み、且つ／又はフラップ１０４及び／若しくはスポイラー１１０によって部分的に画定され得る。本明細書で使用される際に、翼型表面１０２は、概して、航空機の翼１００の外面及び／又は航空機の翼１００の断面形状を指し、それらは揚力及び抗力などの所望の空力効果を生み出すように構成され得る。

航空機の翼１００及び／又はその翼型表面１０２は、概して、航空機１０の飛行中に上向きの揚力を生み出すように構成されている。航空機１０が巡航対気速度にあるときなどの一部の場合では、航空機の翼１００及び／又は翼型表面１０２が、航空機１０の運動を妨げる抗力を最小化するように動作可能に構成され得る。スポイラー１１０とフラップ１０４は、概して、航空機の翼１００の空力特性を変更するために選択的に展開されるように構成されている。例えば、スポイラー１１０は、展開されたときに、航空機１０の対気速度における大幅な増加なしに航空機１０の高度を低減させるためなどに、航空機の翼１００によって生み出される揚力を低減させ、且つ／又は、着陸の際のより効果的な減速のために、航空機１００の車輪アセンブリへ航空機１０の重量を移送するように構成され得る。更に、スポイラー１１０は、高速での抗力を最適化するために、非常にわずか（例えば、約１度以下）にのみ選択的に旋回され得る。そのような状況では、スポイラー１１０が、対応するフラップ１０４と接触するように維持される。同様に、フラップ１０４は、展開されたときに、殊に低い対気速度において航空機の翼１００によって生み出される揚力を増加させ、且つ／又は、航空機の翼１００によって生み出される抗力を増加させるように構成され得る。本明細書で説明されるように、スポイラー１１０及び／又はフラップ１０４は、各々、１以上の収容位置と１以上の展開位置を有するように説明され得る。その際に、スポイラー１１０とフラップ１０４は、概して、それぞれの収容位置において翼型表面１０２に合致し得る。

図２～図３は、スポイラー１１０の概略的な表示である。特に、図２は、スポイラー１１０の本体上側１１４の概略的な表示であり、図３は、スポイラー１１０の本体下側１１６の概略的な表示である。図２～図３では、スポイラー１１０の所与の一実施例に含まれるような要素が実線で示され、一方、スポイラー１１０の所与の一実施例に対して任意選択的な要素が破線で示されている。本体上側１１４は、スポイラー１１０が収容されたときに、翼型表面１０２の一部分を画定する。図２～図３で示されているように、スポイラー１１０は、モノリシック構造本体１１２を含み、モノリシック構造本体１１２から本質的に成り、且つ／又はモノリシック構造本体１１２から実質的に製造されている。

本明細書で使用される際に、「モノリシック」は、実際に一体の構造を指し、その構造は、ファスナ又は接着剤などによって共に固定される個別の構成要素のアセンブリから成っていない。例えば、モノリシック構造本体は、顕著な領域、部分などを有するが、単一の全体的な構成要素のみを含む。そうは言っても、ある実施例では、モノリシック構造本体が、共に溶接された２以上の金属部分などの、１つとなるために共に永久的に固定された２以上の個別のモノリシック構造本体から製造され得る。

モノリシック構造本体１１２から「実質的に」製造されることによって、モノリシック構造本体１１２は、スポイラー１１０の質量の９５～９９％よりも多くを含むモノリシック構造本体１１２などによって、スポイラー１１０の主要な構造的構成要素を画定することとなる。

モノリシック構造本体１１２は、任意の適切な材料から製造され、且つ／又は金属であり得る。例えば、モノリシック構造本体１１２は、アルミニウム、アルミニウム合金、チタニウム、及び／若しくはスチールを含み、そられから成り、且つ／又はそれらから本質的に成り得る。同様に、モノリシック構造本体１１２は、任意の適切なやり方で製造され得る。例えば、モノリシック構造本体１１２は、機械加工された構造本体１１２であり、３Ｄプリンティングされた構造本体１１２であり、且つ／又は積層造形技術によって製造され得る。更に、スポイラー１１０は、スポイラー１１０がハニカムコア構造及び／又はサンドウィッチパネルを欠いており又はそれらを持たないように製造され得る。このやり方では、モノリシック構造本体１１２の製造が、ハニカムコア構造体及び／又はサンドウィッチパネルを含むスポイラー本体の製造よりも、大幅に安価で且つ／又は迅速になり得る。本開示によるスポイラー１１０は、接合アセンブリに機械的に固定され密封された金属の取り付けラグを有する複雑なコア強化された複合材又は金属の接合アセンブリにとして製造されるスポイラーに対して、よりロバストであり、機械的に摩耗し難く、且つ／又は湿気が侵入し難くもなり得る。

図２～図３で概略的に示されているように、スポイラー１１０の一部の実施例は、更に、モノリシック構造本体１１２の後端部に沿ってモノリシック構造本体１１２に連結された、柔軟な後縁構造体１６０を含む。柔軟な後縁構造体１６０は、フラップ１０４などの航空機の翼１００の分離した構成要素に対して係合し且つ／又は密封するように構成され得る。柔軟な後縁構造体１６０は、繊維強化複合材料などの複合材料、及び／又は、金属薄板、任意選択的にアルミニウム合金薄板などの金属材料から製造され得る。本明細書で使用される際に、繊維強化複合材料は、（非限定的に）炭素繊維、ホウ素繊維、アラミド繊維、ガラス繊維、及び／又は他の繊維などの繊維を伴った、少なくともエポキシ又は他のポリマー若しくは結合材料を含むと理解されるべきである。更に又は代替的に、スポイラー１１０は、モノリシック構造本体１１２の側端部に沿ってモノリシック構造本体１１２に連結された、１以上の側部シール１７０を含み得る。側部シール１７０は、隣接するスポイラー１１０及び／又は翼型表面１０２などの、航空機の翼１００の分離した構成要素に対して係合及び／又は密封するように構成され得る。側部シール１７０は、任意の適切な材料から製造され得る。それらのうちの一例は、ＤＡＣＲＯＮ（米国登録商標）ファブリックなどの被覆された布材を含み得る。

図２で示されているように、モノリシック構造本体１１２の本体上側１１４は、上面を含み且つ／又は上面であり得る。上面は、前方領域１４２及び前方領域１４２の後方である後方領域１４４を含むものとして説明され得る。ある実施例では、前方領域１４２と後方領域１４４が、放物線状の又は概して放物線状の境界１４６によって分離され且つ／又は画定されている。しかし、境界１４６の他の形状も、本開示の範囲内にある。前方領域１４２は、スポイラー１１０が収容位置にあるときに、任意選択的に、スポイラー１１０が収容位置にあるときに常に、航空機の翼１００の翼型表面１０２と合致し、連続的になり、且つ／又は滑らかに連続的になるように構成され得る。後方領域１４４は、前方領域１４２に対して下向きの方向へ撓むように構成され得る。そのような構成では、後方領域１４４が、航空機１０が巡航速度で移動しているときに、且つ、スポイラー１１０が収容位置にあるときに、空気圧及び／又は空気圧の差に応じて、翼型表面１０２及び／又は前方領域１４２と合致し、連続的になり、且つ／又は滑らかに連続的になり得る。後方領域１４４は、前方領域１４２よりも柔軟及び／又は従順であるように構成され得る。それは、概して、前方領域１４２に対する後方領域１４４におけるモノリシック構造本体１１２の低減された厚さ及び／又は堅さなどから生じ得る。

次に、図３を参照すると、スポイラー１１０の本体下側１１６は、複数のオーブンボイド１２２を画定する、複数の補強リブ１２０を含み得る。オープンボイド１２２は、更に又は代替的に、ポケット又はエリアと称され又は説明され得る。補強リブ１２０とオープンボイド１２２は、スポイラー１００の外装に晒され得る。例えば、従来のスポイラーの構造とは対照的に、スポイラー１１０は、スポイラー１１０の下面を画定するために複数の補強リブ１２０にわたって延在する、外板（例えば、内側又は下側の外板）を欠いており又は外板を持たないかもしれない。

補強リブ１２０とオープンボイド１２２は、任意の適切な形状、サイズ、及び／又は構成を受容し得る。一実施例として、複数の補強リブ１２０と複数のオープンボイド１２２は、三角形状のパターンで配置された統合補強リブ１２０を有するアイソグリッド構造を形成し、含み、且つ／又はアイソグリッド構造として特徴付けられ得る。複数のオープンボイド１２２は、下から見られたときの輪郭又は形状に関して説明され得る。そのような輪郭は、任意選択的に且つ概して、３つ、４つ、５つ、６つ、又は７つ以上の側部の多角形を含む多角形を画定する。本明細書で使用される際に、「概して多角形を画定する」などのフレーズは、そのような形状が、完璧な角部又は完璧に直線的な端部を有するほどに精密である必要はないが、むしろ、そのような形状が、概してそのような多角形を画定すると即座に認識され得ることを意味する。例えば、丸められた角部を有する３つの側部の形状は、三角形又は概して三角形として説明され得る。そして、丸められた角部を有する４つの側部の形状は、四角形又は概して四角形として説明され得る。更に又は代替的に、複数のオープンボイド１２２は、下から見られたときに概して第１の輪郭形状（例えば、三角形の輪郭）を有するオープンボイド１２２の第１のサブセット１２４、及び／又は、下から見られたときに概して第２の輪郭形状（例えば、四角形の輪郭）を有するオープンボイド１２２の第２のサブセット１２６を含み且つ／又はそれらから成り得る。図３で示されているように、モノリシック構造本体１１２は、オープンボイド１２２の第１のサブセット１２４が、オープンボイド１２２の第２のサブセット１２６の主として前方に配置されるように構成され得る。更に又は代替的に、モノリシック構造本体１１２は、第１のサブセット１２４が概して前方領域１４２の下方に配置されるように、且つ／又は、第２のサブセット１２６が概して後方領域１４４の下方に配置されるように構成され得る。しかし、これは必ずしも必要ではなく、複数のオープンボイド１２２が、任意の対応する形状及び／又は相対的な位置を有する任意の適切な数のサブセットによって特徴付けられ得ることも本開示の範囲内である。

本明細書で使用される際に、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」などの位置的な用語は、航空機の翼１００の構成要素の間の空間的な関係性を、例示的で非限定的なやり方で説明するために使用され得る。更に、それらの用語は、概して、航空機１０が、概して、直立し地面と平行である構成を指す。同様に、「前方」、「後方」などの位置的な用語は、概して、航空機１０が飛行中に移動するように構成された方向に関して挙げられている。例えば、本体上側１１４は、本体下側１１６の概して垂直方向において上方に配置されていると説明され得る。同様に、前方領域１４２は、後方領域１４４に対して航空機の翼１００の前縁の近くに配置されていると説明され、後方領域１４４は、前方領域１４２に対して航空機の翼１００の後縁の近くに配置されていると説明され得る。

図３に対する参照を継続すると、モノリシック構造本体１１２は、１以上のそれぞれのスポイラー展開機構１８０に取り付けられるように構成された、１以上の統合ラグ１３０を画定し得る。具体的には、１以上の統合ラグ１３０の各々が、モノリシック構造本体１１２の統合構成要素として形成され得る。それは、全く異なるラグが従来のスポイラーと動作可能に連結される構成に対して、スポイラー展開機構１８０とスポイラー１１０との間のよりロバストな連結を提供し得る。スポイラー展開機構１８０は、収容位置と展開位置との間で、更に、収容位置から一連の収容位置の範囲内で下がった位置へ、選択的且つ動作可能にスポイラー１１０を移動させるための任意の適切な機構であり得る。例えば、スポイラー展開機構１８０は、軸、ヒンジ、ピン、移送要素、油圧式移送要素、アクチュエータ、機械式アクチュエータ、及び／又は油圧式アクチュエータのうちの１以上を含み得る。スポイラー１１０が収容されたときにスポイラー展開機構１８０の少なくとも一部分を受け入れるような配置、サイズに少なくとも１つのオープンボイド１２２がなるように、少なくとも１つの統合ラグ１３０が配置され得る。すなわち、スポイラー１１０が収容されたときに、スポイラー展開機構１８０が、少なくとも部分的にオープンボイド１２２内に配置され得る。そのような構成は、スポイラー１１０、スポイラー展開機構１８０、及び航空機の翼１００の全体の飛行制御システムのコンパクトなパッケージングを提供し得る。

次に、図４～図６を参照すると、航空機の翼１００は、更に、アウトボード主翼ボックス１９０に動作可能に連結された、スポイラー１１０とフラップ１０４を有する、アウトボード主翼ボックス１９０を含み得る。アウトボード主翼ボックス１９０は、概して、航空機の翼１００の構造要素を指し、概して、翼型表面１０２の上側及び下側部分を含む。アウトボード主翼ボックス１９０は、通常、アウトボード主翼ボックス１９０の内側にストリンガなどの補強材を含み、それらの補強材は、航空機の翼１００及び／又は翼型表面１０２に堅さを提供する。アウトボード主翼ボックス１９０は、航空機の翼１００の前縁を画定し又は支持する前桁、並びに、航空機の翼１００の後縁を画定し又は支持する後桁、更に、前桁、後桁、及び／又は翼型表面１０２の一部分を相互に連結する間隔が空けられたリブも含み得る。更に又は代替的に、アウトボード主翼ボックス１９０は、フレーム構造体及びフレーム構造体と動作可能に連結された外板を含み得る。アウトボード主翼ボックス１９０は、金属及び非金属材料を含む任意の適切な材料から製造され得る。例えば、アウトボード主翼ボックス１９０は、複合材料及び／又は繊維（例えば、炭素繊維）強化複合材料などの、非金属材料から実質的に製造され得る。一部のそのような実施例では、フラップ１０４も、複合材料及び／又は繊維（例えば、炭素繊維）強化複合材料などの、非金属材料から実質的に製造され得る。「実質的に」非金属材料から製造されることによって、外板と補強材を含むアウトボード主翼ボックス１９０及び／又はフラップ１０４の構造的構成要素は、非金属材料から製造されるが、アウトボード主翼ボックス１９０及びフラップ１０４は、１００％非金属材料から製造されることを必ずしも意味しない。例えば、金属ファスナが、アウトボード主翼ボックス１９０及びフラップ１０４の構成要素部分を共に連結するために使用され得る。更に、例えば、アクチュエータ、油圧システム、電子システムなどを含む、航空機の翼１００の様々な他の構成要素は、金属から製造され及び／又は金属を含み得る。

図４～図６で示されているように、スポイラー１１０は、アウトボード主翼ボックス１９０と動作可能に連結され得る。１以上のスポイラー展開機構１８０は、スポイラー１１０とアウトボード主翼ボックス１９０との間に動作可能に連結され、スポイラー１１０を動作可能に展開し収容するように構成され得る。図４～図６で更に示されているように、フラップ１０４は、スポイラー１１０の少なくとも部分的に下方且つ部分的に後方の位置で主翼ボックス１９０と動作可能に連結され得る。航空機の翼１００は、フラップ１０４とアウトボード主翼ボックス１９０との間に連結された１以上のフラップ展開機構１０６を含み、フラップ１０４を動作可能に展開し収容するように構成され得る。フラップ１０４は、任意の適切なフラップ設計及び／又は機構を含み且つ／又はそれらによって特徴付けられ得る。更に、フラップ１０４は、下向きの方向へ回転することに加えて前方／後方へ並進移動するように構成されたファウラー（fowler）フラップを含み且つ／又はファウラーフラップであり得る。より具体的には、フラップ１０４が収容位置にあるときにスポイラー１１０によって覆われるフラップ１０４の上面の割合として定義されるファウラー度によって、フラップ１０４が特徴付けられ得る。実施例として、フラップ１０４は、最大で３５％、最大で３０％、最大で２５％、最大で２０％、最大で１０％、及び／又は最大で５％のファウラー度を有する低いファウラーフラップとして説明され得る。更に又は代替的に、ある実施例では、フラップ１０４が、少なくとも１０％、少なくとも１５％、少なくとも２０％、少なくとも２５％、少なくとも３０％、少なくとも４０％、及び／又は少なくとも５０％のファウラー度を有する高いファウラーフラップとして説明され得る。更に又は代替的に、フラップ１０４は、穴のあるフラップとして構成されなくてもよい。すなわち、フラップ１０４と航空機の翼１００の残りの少なくとも一部分との間で空気の流れが概して制限されるように、フラップ１０４が構成され得る。

図４～図６の参照を継続すると、スポイラー１１０は、スポイラー１１０の後縁がフラップ１０４から上向きに離れるように旋回した展開されたスポイラー位置（図６）、及び本体上側１１４が概して翼型平面１０２と同じく延在する一連の且つ／又は複数の収容されたスポイラー位置（図４～図５）を有し得る。同様に、フラップ１０４は、フラップ１０４の底側が概して翼型表面１０２と同じく延在する収容されたフラップ位置（図４）、並びにフラップ１０４の後縁がスポイラー１１０及び／又はアウトボード主翼ボックス１９０の構成要素に対して後方へ並進移動し且つ／又は下向きに旋回する一連の且つ／又は複数の展開されたフラップ位置（図５～図６）を有し得る。一連の収容されたスポイラー位置は、一連の展開されたフラップ位置に対応する且つ／又はその範囲内でスポイラー１１０が選択的に下向きに旋回し得るなどの、一連の下がったスポイラー位置を含む又は一連の下がったスポイラー位置であるものとしても説明され得る。例えば、フラップ１０４が、一連の展開されたフラップ位置にある位置を受容するために下向きに回転したときに、スポイラー１１０も、一連の下がったスポイラー位置にある位置を受容するためにわずかに下向きに回転し得る。更に又は代替的に、一連の展開されたフラップ位置は、一連の下がったフラップ位置を含む又は一連の下がったフラップ位置であるものとしても説明され得る。

図４は、スポイラー１１０が一連の収容されたスポイラー位置にあり、且つ、フラップ１０４が収容されたフラップ位置にある、航空機の翼１００の構成を概略的に示している。航空機の翼１００は、航空機の翼１００によって生み出される抗力を最小化するためなどに、航空機１０が飛行中で巡航対気速度にあるときに、そのような構成を受容し得る。

図５は、スポイラー１１０が一連の収容されたスポイラー位置の範囲内の下がった位置にあり、且つ、フラップ１０４が一連の展開されたフラップ位置にある、航空機の翼１００の構成を概略的に示している。図５は、スポイラー１１０が一連の下がったスポイラー位置にある構成を示すものとしても説明され得る。航空機の翼１００は、巡航対気速度の下方の対気速度において航空機の翼１００によって生み出される揚力を最大化するためなどに、航空機１０が離陸及び／又は着陸のプロセスにあるときに、そのような構成を受容し得る。

図６は、スポイラー１１０が展開されたスポイラー位置にあり、且つ、フラップ１０４が一連の展開されたフラップ位置にある、航空機の翼１００の構成を概略的に示している。航空機の翼１００は、航空機の翼１００によって生み出される抗力を最大化し及び／又は航空機の翼１００によって生み出された揚力を最小化するためなどに、航空機１０が着陸の後に滑走路上で移動するときに、そのような構成を受容し得る。

スポイラー１１０とフラップ１０４は、スポイラー１１０が一連の収容されたスポイラー位置にあり、且つ、フラップ１０４が収容されたフラップ位置又は一連の展開されたフラップ位置にあるときに、スポイラー１１０の後縁がフラップ１０４と係合するように更に構成され得る。そのような構成では、航空機の翼１００が、スポイラー１１０とフラップ１０４との間の気流を制限し且つ／又は妨げるように構成され得る。例えば、スポイラー１１０の柔軟な後縁構造１６０は、フラップ１０４の上面に対して柔軟な後縁構造１６０を密封するように下向きの方向へ柔軟な後縁構造１６０を付勢するプレカール（precurl）を示すように構成され得る。

更に又は代替的に、スポイラー１１０のモノリシック構造本体１１２は、モノリシック構造本体１１２の後方端部領域に配置された、（図３で示されたような）フラップ接触面１５４を含み得る。フラップ接触面１５４は、フラップ１０４が一連の展開されたフラップ位置から収容されたフラップ位置へ移動するときに、フラップ１０４と係合するように配置され得る。フラップ接触面１５４がフラップ１０４と係合したことに応じて、スポイラー１１０を一連の収容されたスポイラー位置に移動させるためなどに、スポイラー１１０の後縁が上向きに旋回し得る。それは、フラップ１０４が収容されたフラップ位置へ戻ることを促進し得る。言い方を変えると、フラップ１０４とフラップ接触面１５４との間のそのような相互作用は、スポイラー展開機構１８０が航空機の翼１００の飛行制御システムに反応しないときなどに、スポイラー展開機構１８０による駆動なしにスポイラー１１０を上向きに旋回させるために役立ち得る。

次に、図７～図８を参照すると、スポイラー３１０の形態にあるスポイラー１１０の例示的で非排他的な一実施例が示されている。必要に応じて、図２～図３の概略図の参照番号が、スポイラー３１０の対応する部分を指定するために使用されるが、図７～図８の実施例は、非排他的であり、スポイラー１１０をスポイラー３１０の例示された実施例に限定しない。要するに、スポイラー１１０は、示されるスポイラー３１０の特定の実施例に限定されず、スポイラー１１０は、図２～図３の概略的な表現及び／又は図７～図８の実施例を参照しながら示され説明されたスポイラー１１０、更に、それらの変形例の任意の数の様々な態様、構成、特徴、特性などを組み込み得るが、全てのそのような態様、構成、特徴、特性などを包含する必要はない。簡潔にするために、先ほど説明された各構成要素、部品、部分、態様、分野など、若しくはそれらの変形例は、スポイラー３１０に関して再び説明され、示され、及び／又は符号を付けられないが、先ほど説明された特徴、変形例などがスポイラー３１０で利用され得ることも本開示の範囲内である。

図７～図８を参照して見られるように、スポイラー３１０は、モノリシック構造本体１１２から実質的に製造されたスポイラー１１０の一実施例であるが、柔軟な後縁構造１６０と側部シール１７０も含む。更に、図７で示されているように、スポイラー３１０のモノリシック構造本体１１２は、前方領域１４２と後方領域１４４との間の放物線状の境界１４６を有する、モノリシック構造本体１１２の一実施例である。図８で見られるように、スポイラー３１０のモノリシック構造本体１１２は、概して三角形の輪郭を有し、且つ、概して四角形の輪郭を有するオープンボイド１２２の第２のサブセットの前方にある、オープンボイド１２２の第１のサブセット１２４を有する、モノリシック構造本体１１２の一実施例である。とは言うものの、示されているように、第１のサブセット１２４の領域は、四角形の輪郭を有するオープンボイド１２２も含む。図８への参照を継続すると、スポイラー３１０のモノリシック構造本体１１２は、対応するスポイラー展開機構１８０に対する動作可能な取り付けのための５つの統合ラグ１３０を有する。スポイラー３１０のモノリシック構造本体１１２は、モノリシック構造本体１１２の後方端部領域において中央に配置された、フラップ接触面１５４も含む。より具体的には、スポイラー３１０のフラップ接触面１５４は、スポイラー展開機構１８０が反応せず、且つ、フラップ１０４がその収容位置へ戻ることを可能にするために、スポイラー３１０が下がった位置から上向きに旋回することを必要とする場合などに、対応するフラップ１０４からの力を受けるようにサイズ決定され形作られた中央に配置された厚い楔構造として説明され又はそれによって画定され得る。

図９は、本開示による、方法の例示的で非排他的な実施例を表すフローチャートを概略的に提供している。図９では、一部の工程が点線で囲まれている。これは、これらの工程が、任意選択的であり得るか、又は本開示による方法の任意選択的なバージョンに対応し得ることを示す。とは言っても、本開示による全ての方法が、実線で囲まれた工程を含む必要はない。図９に示す方法及び工程は、限定的ではなく、本明細書の説明から分かるように、図示した工程の数よりも多い又は少ない数の工程を有する方法を含む、他の方法及び工程も、本開示の範囲内に含まれる。更に、図９で示されている方法及び工程は、本明細書で説明されるスポイラー１１０及び／又は航空機１０の製造を対象としているように説明され得るが、これは必ずしも必要ではなく、本明細書で開示される方法が任意の適切な構成要素の製造において採用され得ることも、本開示の範囲内にある。

図９で見られるように、（航空機の翼１００などの）航空機の翼の（スポイラー１１０などの）スポイラーを製造する方法２００は、スポイラーの（モノリシック構造本体１１２などの）モノリシック構造本体を形成すること（２１０）を含み得る。それによって、モノリシック構造本体は、スポイラーが収容されたときに航空機の翼の（翼型表面１０２などの）翼型表面の一部分を画定する（本体上側１１４などの）上側、及び、（オープンボイド１２２などの）複数のオープンボイドを画定する（補強リブ１２０などの）複数の補強リブを含む、上側と反対側の、（本体下側１１６などの）下側を有する。形成すること（２１０）は、機械加工（２１２）及び／又は３Ｄプリンティング（２１４）を含み得る。本明細書で示されるように、３Ｄプリンティング（２１４）は、任意の適切な積層造形プロセスを指し得る。図９で更に示されているように、方法２００は、（柔軟な後縁構造１６０などの）柔軟な後縁構造を、モノリシック構造本体の後端部に沿ってモノリシック構造本体に連結すること（２２０）も含み、及び／又は、（側部シール１７０などの）側部シールを、モノリシック構造本体の側端部に連結すること（２３０）も含み得る。

次に、図１０～図１１を参照すると、本開示の実施例が、図１０で示される航空機の製造及び保守方法５００、及び図１１で示される航空機１０に照らして説明され得る。製造前段階では、例示的な方法５００は、航空機１０の仕様及び設計５０４と、材料の調達５０６とを含み得る。製造段階では、航空機１０の、構成要素及びサブアセンブリの製造５０８とシステムインテグレーション５１０とが行われる。その後、航空機１０は、認可及び納品５１２を経て、運航５１４に供され得る。顧客による運航中、航空機１０には、（改造、再構成、改修なども含み得る）定期的な整備及び保守５１６が予定される。

方法５００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実行され、又は実施され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者及び主要システムの下請業者を含み得、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み得、且つ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。

図１１で示されているように、例示的な方法５００によって製造される航空機１０は、複数のシステム５２０及び内装５２２を有する機体５１８を含み得る。高レベルのシステム５２０の例には、推進システム５２４、電気システム５２６、油圧システム５２８、及び環境システム５３０のうちの１以上が含まれる。任意の数の他のシステムも含まれ得る。航空宇宙産業の例を示しているが、本明細書で開示されている発明の原理は、自動車産業のような他の産業にも適用され得る。

本明細書に開示される装置と方法は、製造及び保守方法５００の１以上の任意の段階で採用され得る。例えば、製造５０８に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機１０の運航中に製造される構成要素又はサブアセンブリに類似の方法で製作又は製造され得る。また、１以上の装置の実施例、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機１０の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機１０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５０８及びシステムインテグレーション５１０の段階で利用することができる。同様に、装置の実施例、方法の実施例、或いはそれらの組み合わせのうちの１以上を、航空機１０の運航中に、例えば、限定しないが、整備及び保守５１６に利用することができる。

本開示による発明対象の例示的で非排他的な実施例が、以下に列挙される段落に記載される。
Ａ．
モノリシック構造本体から実質的に製造されたスポイラーを備える、航空機の翼。
Ａ１．
前記モノリシック構造本体が、金属であり、任意選択的に、アルミニウム合金から製造されている、段落Ａに記載の航空機の翼。
Ａ２．
前記モノリシック構造本体が、機械加工された構造本体である、段落Ａ又はＡ１に記載の航空機の翼。
Ａ３．
前記モノリシック構造本体が、３Ｄプリンティングされた構造本体である、段落Ａ又はＡ１に記載の航空機の翼。
Ａ４．
前記スポイラーが、ハニカムコア構造及び／又はサンドウィッチパネルを欠いている、段落ＡからＡ３のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ５．
前記モノリシック構造本体が、
前記スポイラーが収容位置にあるときに前記航空機の翼の翼型表面の一部分を画定する上側、及び
複数のオープンボイドを画定する複数の補強リブを備えた、前記上側とは反対側の、下側を含む、段落ＡからＡ４のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ５．１．
前記スポイラーが、前記複数の補強リブにわたり延在して前記スポイラーの下面を画定する外板を欠いている、段落Ａ５に記載の航空機の翼。
Ａ５．２．
前記複数のオープンボイドが、
下方から見たときに概して三角形の輪郭を有するオープンボイドの第１のサブセットと、
下方から見たときに概して四角形の輪郭を有するオープンボイドの第２のサブセットと、のうちの１以上を備える、段落Ａ５又はＡ５．１に記載の航空機の翼。
Ａ５．２．１．
前記複数のオープンボイドが、前記オープンボイドの第１のサブセットと前記オープンボイドの第２のサブセットとを備え、前記オープンボイドの第１のサブセットが、前記オープンボイドの第２のサブセットの主として前方に配置されている、段落Ａ５．２に記載の航空機の翼。
Ａ６．
前記モノリシック構造本体が、１以上のそれぞれのスポイラー展開機構に取り付けられるように構成された１以上の統合ラグを画定する、段落ＡからＡ５．２．１のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ６．１．
前記スポイラーが収容されたときに前記１以上のスポイラー展開機構のうちのスポイラー展開機構の少なくとも一部分を受け入れるような配置、サイズに前記複数のオープンボイドのうちの少なくとも１つがなるように、前記１以上の統合ラグのうちの少なくとも１つが配置されている、段落Ａ５に従属する段落Ａ６に記載の航空機の翼。
Ａ６．２．
前記１以上のスポイラー展開機構が、軸、ヒンジ、ピン、アクチュエータ、及び油圧式アクチュエータのうちの１以上を備える、段落Ａ６又はＡ６．１に記載の航空機の翼。
Ａ７．
前記モノリシック構造本体が上面を備え、前記上面が前方領域及び前記前方領域の後方の後方領域を備え、前記スポイラーが収容されたときに前記前方領域が前記航空機の翼の翼型表面と合致するように構成され、前記航空機の翼に巡航圧力が加えられたことに応じて、及び、前記スポイラーが収容されたときに、前記後方領域が前記航空機の翼の前記翼型表面と合致するように構成されている、段落ＡからＡ６．２のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ７．１．
前記前方領域と前記後方領域が、概して、放物線状の境界によって分離されている、段落Ａ７に記載の航空機の翼。
Ａ８．
前記スポイラーが、前記モノリシック構造本体の後端部に沿って前記モノリシック構造本体に連結された柔軟な後縁構造を更に備える、段落ＡからＡ７．１のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ８．１．
前記柔軟な後縁構造が、複合材料、任意選択的に、繊維強化複合材料から製造されている、段落Ａ８に記載の航空機の翼。
Ａ８．２．
前記柔軟な後縁構造が、金属材料から製造されている、段落Ａ８に記載の航空機の翼。
Ａ９．
前記スポイラーが、前記モノリシック構造本体の横側に沿って前記モノリシック構造本体に連結された側部シールを更に備える、段落ＡからＡ８．2のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ９．１．
前記側部シールが、被覆された布材から製造されている、段落Ａ９に記載の航空機の翼。
Ａ１０．
前記スポイラーが動作可能に連結された、アウトボード主翼ボックス、及び
前記スポイラーと前記アウトボード主翼ボックスとの間に動作可能に連結され、前記スポイラーを動作可能に展開し収容するように構成された、１以上のスポイラー展開機構を更に備える、段落ＡからＡ９．１のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ１０．１．
前記アウトボード主翼ボックスが、非金属材料、任意選択的に、複合材料、任意選択的に、繊維強化複合材料から実質的に製造されている、段落Ａ１０に記載の航空機の翼。
Ａ１０．２．
前記アウトボード主翼ボックスが、フレーム構造体及び前記フレーム構造体に動作可能に連結された外板を備える、段落Ａ１０又はＡ１０．１に記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．
前記スポイラーの少なくとも部分的に下方且つ部分的に後方で、前記アウトボード主翼ボックスに動作可能に連結されたフラップ、及び
前記フラップと前記アウトボード主翼ボックスとの間に動作可能に連結され、前記フラップを動作可能に展開し収容するように構成された、１以上のフラップ展開機構を更に備える、段落Ａ１０からＡ１０．２のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．１．
前記フラップが、ファウラーフラップ、任意選択的に、低いファウラーフラップとして構成されている、段落Ａ１０．３に記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．２．
前記スポイラーが、展開されたスポイラー位置と一連の収容されたスポイラー位置を有し、前記展開されたスポイラー位置では、前記スポイラーの後縁が前記フラップから上向きに離れるように旋回し、
前記フラップが、収容されたフラップ位置と一連の展開されたフラップ位置を有し、前記一連の展開されたフラップ位置では、前記フラップの後縁が前記スポイラーに対して後方に並進移動するか下向きに旋回するうちの一方又は両方であり、
前記スポイラーが前記一連の収容されたスポイラー位置にあるときに、前記フラップが前記収容されたフラップ位置にあるときに前記スポイラーの前記後縁が前記フラップと係合する、段落Ａ１０．３又はＡ１０．３．１に記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．２．１．
前記スポイラーが前記一連の収容されたスポイラー位置にあるときに、前記フラップが少なくとも前記一連の展開されたフラップ位置のうちのサブセットにあるときに前記スポイラーの前記後縁が前記フラップと係合する、段落Ａ１０．３．２に記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．２．２．
前記モノリシック構造本体が、前記モノリシック構造本体の後方端部領域に配置されたフラップ接触面を備え、
任意選択的に、前記１以上のスポイラー展開機構が反応しないときにのみ、前記フラップ接触面は、前記フラップが前記一連の展開されたフラップ位置から前記収容されたフラップ位置へ移動するときに、前記フラップと係合するように配置されて、前記スポイラーの前記後縁を上向きに旋回させる、段落Ａ１０．３．２又はＡ１０．３．２．１に記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．３．
前記スポイラーが一連の収容されたスポイラー位置の範囲内にあり、且つ、前記フラップが収容されたフラップ位置にあるときに、前記航空機の翼が、前記スポイラーと前記フラップとの間の気流を制限し、任意選択的に、妨げるように構成されている、段落Ａ１０．３からＡ１０．３．２．２のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ１０．３．４．
前記フラップが、穴のあるフラップとして構成されていない、段落Ａ１０からＡ１０．３．３のいずれか一つに記載の航空機の翼。
Ａ１１．
航空機での段落ＡからＡ１０．３．４のいずれか一つに記載の航空機の翼の使用。
Ａ１２．
胴体、及び
前記胴体に動作可能に連結された段落ＡからＡ１０．３．４のいずれか一つに記載の航空機の翼を備える、航空機。
Ａ１３．
貨物及び／又は人間を輸送するための段落Ａ１２に記載の航空機の使用。
Ｂ．
航空機の翼のスポイラーを製造する方法であって、
前記スポイラーのモノリシック構造本体であって、前記スポイラーが収容位置にあるときに前記航空機の翼の翼型表面の一部分を画定する上側、及び、複数のオープンボイドを画定する複数の補強リブを備えた、前記上側とは反対側の、下側を有する、モノリシック構造本体を形成することを含む、方法。
Ｂ１．
前記形成することが機械加工を含む、段落Ｂに記載の方法。
Ｂ２．
前記形成することが３Ｄプリンティングを含む、段落Ｂに記載の方法。
Ｂ３．
前記モノリシック構造本体が、金属であり、任意選択的に、アルミニウム合金である、段落ＢからＢ２のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ４．
前記スポイラーが、前記複数の補強リブにわたり延在して前記スポイラーの下面を画定する外板を欠いている、段落ＢからＢ３のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ５．
前記スポイラーが、ハニカムコア構造及び／又はサンドウィッチパネルを欠いている、段落ＢからＢ３のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ６．
前記複数のオープンボイドが、
下方から見たときに概して三角形の輪郭を有するオープンボイドの第１のサブセットと、
下方から見たときに概して四角形の輪郭を有するオープンボイドの第２のサブセットと、のうちの１以上を備える、段落ＢからＢ５のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ６．１．
前記複数のオープンボイドが、前記オープンボイドの第１のサブセットと前記オープンボイドの第２のサブセットとを備え、前記オープンボイドの第１のサブセットが、前記オープンボイドの第２のサブセットの主として前方に配置されている、段落Ｂ６に記載の方法。
Ｂ７．
前記モノリシック構造本体が、１以上のそれぞれのスポイラー展開機構に取り付けられるように構成された１以上の統合ラグを画定する、段落ＢからＢ６のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ７．１．
前記スポイラーが収容されたときにスポイラー展開機構の少なくとも一部分を受け入れるような配置、サイズに前記複数のオープンボイドのうちの少なくとも１つがなるように、前記１以上の統合ラグのうちの少なくとも１つが配置されている、段落Ｂ７に記載の方法。
Ｂ８．
前記モノリシック構造本体が上面を備え、前記上面が前方領域及び前記前方領域の後方の後方領域を備え、前記スポイラーが収容されたときに前記前方領域が前記航空機の翼の翼型表面と合致するように構成され、前記航空機の翼に巡航圧力が加えられたことに応じて、及び、前記スポイラーが収容されたときに、前記後方領域が前記航空機の翼の翼型表面と合致するように構成されている、段落ＢからＢ７．１のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ８．１．
前記前方領域と前記後方領域が、概して、放物線状の境界によって分離されている、段落Ｂ８に記載の方法。
Ｂ９．
柔軟な後縁構造を前記モノリシック構造本体の後端部に沿って前記モノリシック構造本体に連結することを更に含む、段落ＢからＢ８．１のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ９．１．
前記柔軟な後縁構造が、複合材料から製造されている、段落Ｂ９に記載の方法。
Ｂ１０．
側部シールを前記モノリシック構造本体の横側に連結することを更に含む、段落ＢからＢ９．１のいずれか一つに記載の方法。
Ｂ１０．１．
前記側部シールが、被覆された布材から製造されている、段落Ｂ１０に記載の方法。

本書で使用されているように、「適合し（adapted）」及び「構成され（configured）」という用語は、要素、構成要素、又はその他の対象が、所与の機能を果たすよう設計され、且つ／又は意図されていることを意味する。したがって、「適合し」及び「構成され」という用語の使用は、所与の要素、構成要素、又はその他の対象が、単に所与の機能を果たすことが「可能である（capable of）」ことを意味すると解釈すべきではなく、要素、構成要素、及び／又はその他の対象が、その機能を果たすという目的のために、特に選択され、作り出され、実装され、利用され、プログラムされ、且つ／又は設計されていることを意味すると、解釈すべきである。特定の機能を果たすよう適合していると記載されている要素、構成要素、及び／又はその他の記載対象が、追加的又は代替的に、その機能を果たすよう構成されていると表現され得ること、及びその逆も、本開示の範囲に含まれる。同様に、特定の機能を果たすよう構成されていると記載される対象は、追加的又は代替的に、その機能を果たすよう動作可能であるとも表現され得る。

本明細書で使用される際に、第１のエンティティーと第２のエンティティーの間に配置される「及び／又は」という用語は、（１）第１のエンティティー、（２）第２のエンティティー、並びに（３）第１のエンティティー及び第２のエンティティーのうちの１つを意味する。「及び／又は」を伴って挙げられた複数の項目も、同じやり方で、すなわち、そのように結合されたエンティティーのうちの１以上のように解釈されるべきである。「及び／又は」によって特に挙げられたエンティティーとは異なる他のエンティティーも任意選択的に存在し得る。それらは、特に挙げられたエンティティーと関連するか又は関連しないかに関わらない。したがって、非限定的な実施例として、「備える（comprising）」などのオープンエンドな言語と併せて使用されるときに、「Ａ及び／又はＢ」への言及は、一実施例ではＡのみ（任意選択的にＢ以外のエンティティーを含む）、別の一実施例ではＢのみ（任意選択的にＡ以外のエンティティーを含む）、更に別の一実施例では、ＡとＢの両方（任意選択的に他のエンティティーを含む）を指し得る。これらのエンティティーは、要素、作動、構造体、ステップ、動作、値などを指し得る。

本明細書で開示されている方法の装置及びステップの様々な開示要素は、本開示による全ての装置及び方法に必要とされるわけではなく、本開示は、本書で開示されている様々な要素及びステップの、新規性及び進歩性を有する組み合わせ及び部分的組み合わせの全てを含む。更に、本明細書で開示されている様々な要素及びステップのうちの１以上は、開示されている装置又は方法の全体とは別個であり分離している、独立した発明の主題を規定し得る。したがって、かかる発明の主題は、本明細書で明示的に開示されている特定の装置及び方法に関連付けられる必要はなく、且つ、本明細書で明示的に開示されていない装置及び／又は方法における有用性が見出されることもある。

Claims

航空機の翼（１００）であって、
モノリシック構造本体（１１２）から実質的に製造されたスポイラー（１１０）を備え、前記モノリシック構造本体が、
前記スポイラーが収容位置にあるときに前記航空機の翼の翼型表面（１０２）の一部分を画定する上側（１１４）、及び
複数のオープンボイド（１２２）を画定する複数の補強リブ（１２０）を含む、前記上側とは反対側の、下側（１１６）を含み、前記航空機の翼は、
複合材料から実質的に製造されたアウトボード主翼ボックス（１９０）であって、前記スポイラー（１１０）が動作可能に連結された、アウトボード主翼ボックス、
前記スポイラーと前記アウトボード主翼ボックスとの間に動作可能に連結され、前記スポイラーを動作可能に展開し収容するように構成された、少なくとも１つのスポイラー展開機構（１８０）、
前記スポイラーの少なくとも部分的に下方且つ部分的に後方で、前記アウトボード主翼ボックスに動作可能に連結されたフラップ（１０４）であって、複合材料から実質的に製造された、フラップ、及び
前記フラップと前記アウトボード主翼ボックスとの間に動作可能に連結され、前記フラップを動作可能に展開し収容するように構成された、少なくとも１つのフラップ展開機構（１０６）を更に含み、
前記モノリシック構造本体（１１２）が金属製であり、
前記スポイラー（１１０）が、展開されたスポイラー位置と一連の収容されたスポイラー位置を有し、前記展開されたスポイラー位置では、前記スポイラーの後縁が前記フラップ（１０４）から上向きに離れるように旋回し、
前記フラップが、収容されたフラップ位置と一連の展開されたフラップ位置を有し、前記一連の展開されたフラップ位置では、前記フラップの後縁が前記スポイラーに対して後方に並進移動するか下向きに旋回するうちの一方又は両方であり、
前記スポイラーが前記一連の収容されたスポイラー位置にあるときに、前記スポイラーの前記後縁は、前記収容されたフラップ位置にあるときの前記フラップ、及び前記一連の展開されたフラップ位置のうちの少なくとも一部の位置にあるときの前記フラップと係合し、
前記モノリシック構造本体（１１２）が、前記モノリシック構造本体の後方端部領域に配置されたフラップ接触面（１５４）を備え、
前記少なくとも１つのスポイラー展開機構（１８０）が反応しないときにのみ、前記フラップ接触面は、前記フラップが前記一連の展開されたフラップ位置から前記収容されたフラップ位置へ移動するときに、前記フラップ（１０４）と係合するように配置されて、前記スポイラーの前記後縁を上向きに旋回させる、航空機の翼（１００）。
前記モノリシック構造本体（１１２）が、アルミニウム合金から実質的に製造されている、請求項１に記載の航空機の翼（１００）。
前記スポイラー（１１０）が、ハニカムコア構造、サンドウィッチパネル、及び前記複数の補強リブ（１２０）にわたり延在して前記スポイラーの下面を画定する外板を欠いている、請求項１または２に記載の航空機の翼（１００）。
前記複数のオープンボイド（１２２）が、
下方から見たときに三角形の輪郭を有するオープンボイドの第１のサブセットと、
下方から見たときに四角形の輪郭を有するオープンボイドの第２のサブセットと、のうちの少なくとも一方を含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）。
前記モノリシック構造本体（１１２）が、１以上のそれぞれのスポイラー展開機構（１８０）に取り付けられるように構成された少なくとも１つの統合ラグ（１３０）を画定し、前記スポイラー（１１０）が収容されたときに前記１以上のそれぞれのスポイラー展開機構のうちのスポイラー展開機構の少なくとも一部分を受け入れるような配置、サイズに前記複数のオープンボイド（１２２）のうちの少なくとも１つがなるように、前記少なくとも１つの統合ラグのうちの少なくとも１つが配置されている、請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）。
前記モノリシック構造本体（１１２）が上面を含み、前記上面が前方領域（１４２）及び前記前方領域の後方の後方領域（１４４）を含み、前記スポイラー（１１０）が収容されたときに前記前方領域が前記航空機の翼の前記翼型表面（１０２）と合致するように構成され、前記航空機の翼に巡航圧力が加えられたことに応じて、及び、前記スポイラーが収容されたときに、前記後方領域が前記航空機の翼の前記翼型表面と合致するように構成され、前記前方領域と前記後方領域が放物線状の境界（１４６）によって分離されている、請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）。
前記スポイラー（１１０）が、前記モノリシック構造本体の後端部に沿って前記モノリシック構造本体（１１２）に連結された柔軟な後縁構造（１６０）を更に備える、請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）。
前記スポイラー（１１０）が、前記モノリシック構造本体の横側に沿って前記モノリシック構造本体（１１２）に連結された側部シール（１７０）を更に備え、前記側部シールが被覆された布材から製造されている、請求項１から７のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）。
前記フラップ（１０４）がファウラーフラップとして構成されている、請求項１に記載の航空機の翼（１００）。
前記スポイラーが前記一連の収容されたスポイラー位置にあり、且つ、前記フラップが前記収容されたフラップ位置にあるときに、前記航空機の翼が、前記スポイラー（１１０）と前記フラップとの間の気流を制限するように構成されている、請求項１に記載の航空機の翼（１００）。
胴体（２０）、及び
前記胴体に動作可能に連結された請求項１から１０のいずれか一項に記載の航空機の翼（１００）を備える、航空機（１０）。