JP7232630B2 - 偏向した状態のフラップに密着するように設計された、予め変形させた航空機のスポイラー及び垂下パネル - Google Patents

Description

本開示は概して、飛行機の翼に関する。より具体的には、本開示は翼用のスポイラー及び垂下パネルに関する。

大型旅客機等の現代の航空機は、離陸中及び着陸中の低速、及び巡航中の高速を含む様々な速度で運用する必要がある。様々な速度での運用に対応するために、航空機の翼は動翼を含む。通常、動翼は、翼の固定部分に対して作動可能である。翼の固定部分に対して動翼の位置を変更することによって、様々な空力効果が得られる。空力効果を利用して、航空機が制御される。

動翼の一種は、スポイラーである。大抵、スポイラーは、スポイラーが翼フラップの一部を覆うように、翼上の翼フラップに隣接して、翼上の翼フラップの前に装着される。スポイラーは、飛行中、翼の上を流れる空気中へ上方に延びるように設計されうる。延びているときに、スポイラーの後ろの翼の一部の上に制御下の失速が起き、その翼セクションの揚力が低下し、抗力が増加する。スポイラーを展開させる１つの利点は、速度が増加せずに航空機の降下率が増加することである。

着陸において、飛行機がタッチダウンしたら、スポイラーを完全に上方に展開させることができる。抗力の増加により、ブレーキ効果が増し加わる。更に、揚力の喪失により、車輪に更に重量が移り、機械的ブレーキ処理を助ける。

離陸及び上昇中だけでなく着陸中の進入時にも、フラップとスポイラーとの間の間隙を制御し最適化するために、スポイラー及び垂下パネルを延びているフラップに向かって下方に引き込むことができる。スポイラーについては、これは作動させることによって達成される。スレーブ垂下パネルについては、これはパネルを接合フラップ又はフラッペロンに機械的にリンク接続させることによって達成される。

巡航条件において、スポイラーはほとんどの場合展開されず、スポイラー面とフラップ面により最良の空力性能を有する空力形状が形成されるように位置づけされている。しかしながら、巡航条件における空力負荷下で、翼、フラップ及びスポイラーが全て変形する。
この変形の不一致により、形状寸法の変化が起こり、翼の空力性能が低下しうる。例えば、スポイラーとフラップとの間、又は隣接するスポイラー間に間隙が形成される場合があり、これにより翼の後縁の空洞内に空気が流れ込む可能性がある。更に、スポイラー間、又はスポイラーとフラップとの間の不一致により、不要に突出した抗力が生じる。この好ましくない気流及び不一致により、翼の空力性能が低下する。このことから、飛行中の異なる負荷及び構造条件の結果であるスポイラーに関連する形状寸法の変化を低減させる方法及び装置が必要である。

スポイラー又は垂下パネルを設計する方法が記載される。一実施形態では、後縁可変キャンバ（ＴＥＶＣ）システムを提供するフラップシステムを用いて翼上にスポイラー及び垂下パネルを展開させることができる。ＴＥＶＣシステムでは、巡航中に翼のキャンバを修正するために、フラップをフラップのヒンジ線の周りで回転させることができる。スポイラー又は垂下パネルを翼上のフラップの前方に配置することができ、スポイラー又は垂下パネルは対応する後縁（ＣＴＥ）を含みうる。スポイラー又は垂下パネルは、ＴＥＶＣシステムの一部としてフラップが占める全ての位置において、ＣＴＥに沿ってフラップに密着するように構成されうる。

飛行中に、翼の固定部分、フラップ、スポイラー及び垂下パネルが全て変形する。スポイラー又は垂下パネルの各々は、飛行中にスポイラー又は垂下パネルが空力下で第２の形状に変形しうるように、地上において第１の形状に予め変形させておくことができる。スポイラー又は垂下パネルは、第２の形状において、フラップに対してより良く密着するように構成される。スポイラー又は垂下パネルの各々が、地上において予め変形させてあり、各々が異なる形状を有する、スポイラーと垂下パネルのシステムが提供されうる。

形状寸法の修正、例えば下方に湾曲したエッジを、スポイラー又は垂下パネルのＣＴＥに加えることが可能である。形状寸法の修正は、各スポイラー又は垂下パネルが隣接するフラップに密着する条件の範囲を広げる助けとなりうる。一実施形態では、スポイラーの形状寸法の修正は、スポイラーに連結されたアクチュエータを介して加えられた回転力の結果として、またスポイラーへの空力負荷の結果として、フラップ上にスポイラーが押し付けられたときに、形状寸法の修正により平坦化が起き、スポイラーのＣＴＥに沿って密着部が形成されるほど十分に柔軟なものでありうる。

本発明の一態様は概して、航空機の空力システムとして特徴づけられうる。空力システムは、１）翼の固定部分と、２）翼の固定部分に連結された可動フラップと、３）翼に連結されたスポイラー又は垂下パネルとを含みうる。スポイラー又は垂下パネルは、ｉ）スポイラー又は垂下パネルの後縁を形成している第１の部分と、ｉｉ）第１の部分を受容し且つ翼の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分とを含む予め変形させた形状を有しうる。飛行していない間、予め変形させた形状のスポイラー又は垂下パネルは、可動フラップに当接するように配置されたときに可動フラップと部分的に接触し、フラップに対して完全には密着していない。ところが、一又は複数の飛行条件において、スポイラー又は垂下パネルは、空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー又は垂下パネルが可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラー又は垂下パネルと可動フラップとの間の気流を減少させる。

本発明の別の態様は概して、翼用のスポイラー又は垂下パネルを生産する方法として特徴づけられうる。本方法は、１）翼の固定部分、可動フラップの形状、及びスポイラー又は垂下パネルの予め変形させた形状を決定することであって、スポイラー又は垂下パネルは、翼に対して回転できるように翼に機械的に連結され、スポイラー又は垂下パネルは、スポイラー又は垂下パネルの後縁を形成している第１の部分と、第１の部分を受容し且つ翼の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分とを含む、翼の固定部分、可動フラップの形状、及びスポイラー又は垂下パネルの予め変形させた形状を決定することと、２）翼の第１の構造及び第１の材料と、フラップの第２の構造及び第２の材料と、スポイラー又は垂下パネルの第３の構造及び第３の材料とを決定することと、３）飛行条件を特定することとを含んでいてよく、飛行していない間、予め変形させた形状のスポイラー又は垂下パネルは、可動フラップに当接するように配置されたときに可動フラップと部分的に接触し、飛行条件において、スポイラー又は垂下パネルが空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー又は垂下パネルが可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラーと可動フラップとの間、又は垂下パネルと可動フラップとの間の気流を減少させる。

本発明の更に別の態様は概して、翼を有する航空機として特徴づけられうる。航空機は、各翼上に、１）翼の固定部分と、２）翼の固定部分に連結された複数の可動フラップと、３）翼に連結され、予め変形させた形状を有し、スポイラー又は垂下パネルの後縁を形成している第１の部分と、第１の部分を受容し且つ翼の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分とを含む、スポイラー又は垂下パネルとを含みうる。飛行していない間、予め変形させた形状のスポイラー又は垂下パネルは、複数の可動フラップの第１の可動フラップに当接するように配置されたときに複数の可動フラップの第１の可動フラップと部分的に接触する。一又は複数の飛行条件において、スポイラー又は垂下パネルが空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー又は垂下パネルが複数の可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラーと可動フラップとの間、又は垂下パネルと可動フラップとの間の気流を減少させる。

本発明のまた別の態様は概して、航空機用の空力システムとして特徴づけられうる。航空機用の空力システムは、１）翼の固定部分と、２）翼の固定部分に連結された複数の可動フラップと、３）各々が、翼に連結され、飛行していない間は種々の予め変形させた形状を有し、スポイラーの後縁を形成している第１の部分と、第１の部分を受容し且つ翼の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分とを含む、複数のスポイラーとを含みうる。
異なるスポイラーの各々は、翼上の異なる翼長上の場所に位置していてよく、種々の予め変形させた形状は、一又は複数の飛行条件において発生する、異なる翼長上の場所の各々における空力の差を考慮して選択されうる。一又は複数の飛行条件において、各スポイラーは空力下で種々の予め変形させた形状から第２の形状に変形することができ、これにより、第２の形状において、各スポイラーが複数の可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラーと複数の可動フラップの第１の可動フラップとの間の気流を減少させる。

このように、本開示の実施例を一般的な用語で記載してきたが、ここで添付の図面を参照する。添付の図面は必ずしも正確な縮尺率ではなく、幾つかの図面を通じて同じ又は同様の部品には、同様の参照文字が指定されている。

本開示の一態様に係る、飛行機及び空力高揚力装置を示す斜視図である。 本開示の一態様に係る、独立して作動するスポイラー、内側フラップに機械的にリンク接続された内側垂下パネル（ＩＤＰ）、及びフラッペロンと機械的にリンク接続されたフラッペロンヒンジパネル（ＦＨＰ）を含む翼の平面図である。 本開示の一態様に係る、空力負荷下で巡航条件において起こる形状の変形を含む、翼の一部におけるスポイラー及びフラップの斜視図である。 本開示の一態様に係る、空力負荷下で巡航条件において起こる形状の変形を含む、翼の一部におけるスポイラー及びフラップの斜視図である。 本開示の一態様に係る、空力負荷下で巡航条件において起こる形状の変形を含む、翼の一部におけるスポイラー及びフラップの斜視図である。 本開示の一態様に係る、スポイラーの上面図である。 本開示の一態様に係る、フラップとスポイラーの接触面を含むフラップとスポイラーの側面図である。 本開示の一態様に係る、フラップとスポイラーの接触面を含むフラップとスポイラーの側面図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にあるフラップ及びスポイラーアセンブリの断面図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にあるフラップ及びスポイラーアセンブリの断面図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にあるフラップ及びスポイラーアセンブリの断面図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にある内側垂下パネルに機械的に連結された内側フラップの斜視図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にある内側垂下パネルに機械的に連結された内側フラップの断面図である。 本開示の一態様に係る、アクチュエータ制御の結果として異なる配向にある内側垂下パネルに機械的に連結された内側フラップの断面図である。 本開示の一態様に係る、フラップを設計する方法のブロック図である。 本開示の一態様に係る、スポイラーを設計する方法のブロック図である。 本開示の一態様に係る、航空機を制御する方法のブロック図である。 本開示の一態様に係る、図１～６Ｂに関連して記載されるフラップを用いうる、航空機の製造及び保守方法のブロック図である。 本開示の一態様に係る、図１～６Ｂのフラップを用いうる航空機の概略図である。

以下の記載において、本概念の完全な理解が得られるように、多数の具体的な詳細が提供される。本概念は、これらの具体的な詳細の一部又は全てがなくても、実行することが可能である。その他の場合、記載された概念を不必要にわかりにくくしないように、既知の処理工程は詳細には記載していない。一部の概念を特定の実施例とともに記載するが、これらの実施例は限定することを意図していないことが理解されるだろう。

本書で参照する「一実施例」又は「一態様」とは、その実施例又は態様に関連して記載される一又は複数の特徴、構造、又は特性が少なくとも一実行形態に含まれるということを意味する。本明細書内の様々な場所における「一実施例」又は「一態様」という表現は、同じ実施例又は態様を参照している場合があり、また参照していない場合がある。

序論
スポイラーを設計する方法が記載される。一実施形態では、後縁可変キャンバ（ＴＥＶＣ）システムを提供するフラップシステムを用いて、翼上でスポイラーを展開させることができる。ＴＥＶＣシステムでは、巡航中に翼のキャンバを修正するために、可動フラップをそれらのヒンジ線の周りで回転させることができる。スポイラーを翼上のフラップの前方に配置することができ、スポイラーは対応する後縁（ＣＴＥ）を含みうる。スポイラーは、ＴＥＶＣシステムの一部としてフラップが占める全ての位置においてＣＴＥに沿ってフラップに密着するように構成されうる。

飛行中に、翼の固定部分、フラップ及びスポイラーが全て変形しうる。スポイラーの各々は、飛行中にスポイラーが空力負荷下で第２の形状に変形するように、地上において第１の形状に予め変形させておくことができる。スポイラーは、第２の形状において、フラップに対してより良く密着するように構成される。より良い密着性には、スポイラー（又は垂下パネル）と可動フラップとの間の気流を減少させるような、可動フラップとの大きい接触面積が含まれうる。スポイラーのシステムは、スポイラーの各々が、地上において予め変形させてあり、種々の形状を有するところに配設されうる。

より詳細には、飛行機及び航空機上で使用される空力面が図１に関連して記載される。図２に関しては、スポイラーの位置を含む翼の平面図を説明する。図３Ａ、３Ｂ、３Ｃ及び３Ｄに関しては、巡航条件等の、空力負荷下での変形を考慮して、スポイラーの形状を予め変形させることを説明する。図４Ａ、４Ｂ及び４Ｃに関しては、フラップ、スポイラー、及びスポイラーとフラップの接触面が記載される。図５Ａ、５Ｂ及び５Ｃに関しては、フラップ及びスポイラーアセンブリを説明する。図５Ｄ、５Ｅ及び５Ｆに関しては、フラップ及び垂下パネルアセンブリを説明する。

図２～５Ｃは、ボーイング７７７ｘ構成に関連する。しかしながら、この実施例は、単なる例示の目的で提供される。本書に記載の製造品及び方法は、多くの異なる種類の現代の航空機で使用可能である。これらの航空機は、異なる数のフラップ、スポイラー、並びにフラップ構成及びスポイラー構成を有しうる。このゆえに、この実施例は限定するものではない。

図６Ａ及び６Ｂに関しては、フラップ及びスポイラーを設計する方法が記載される。図６Ｃに関しては、図６Ａ及び６Ｃで設計されたスポイラーを使用する方法を説明する。図７に関しては、図１～６Ｃに関して記載された空力システムを用いうる航空機の製造及び保守方法が記載される。最後に、図８に関しては、図１～６Ｃに係る空力システムを用いうる航空機の概略図を説明する。

航空機の高揚力装置面
図１は、飛行機２と、飛行機２に関連する空力高揚力装置面を示す斜視図である。翼２５では、各翼の前縁近くにスラット５が使用される。各翼の後縁近くには、スポイラー４、内側（ＩＢ）フラップ６、フラッペロン８及び外側（ＯＢ）フラップ１０、並びにエルロン１２が配設される。上述したように、このフラップ構成は、単なる例示の目的で記載されており、これに限定されるわけではない。内側フラップ６等の高揚力装置面は、翼２５に対して何らかの形の接合部を提供するように構成されうる。

尾翼２７は、垂直安定板１３、ラダー１６及びラダータブ１８とともに配設される。水平安定板１４は、昇降舵２０とともに配設される。ラダー１６及びラダータブ１８は、垂直安定板に対して移動するように構成されていてよく、昇降舵は、水平安定板に対して移動するように構成されていてよい。

上記の構成は、既存のボーイング７７７（登録商標）構成に関連している。ボーイング７７７ｘ構成は、単一の溝穴付きフラップを含む。７７７ｘ構成は、翼ごとに３つのフラップを含み、他の構成は翼ごとに２つのフラップのみを含む。フラッペロンは、高揚力及びロール制御を提供する。ある航空機では、フラッペロンは内側（ＩＢ）エルロンである。ボーイング７３７には、フラッペロン／ＩＢエルロンがない。その代わり、この翼におけるフラップは一体型である。したがって、本書に記載の翼の実施例は、単なる例示の目的で提供されており、これに限定されるわけではない。

一実施形態では、翼は後縁可変キャンバシステムを含みうる。後縁可変キャンバシステムは、垂下スポイラー及びフラップ機構（図２の外側スポイラーシステム１１０及び内側スポイラーシステム１１４を参照）と、機械垂下式の内側垂下パネル（ＩＤＰ）及び機械垂下式のフラッペロンヒンジパネル（図２のフラッペロン１０３、ＦＨＰ１０９、内側フラップ１０２及びＩＤＰ１１３を参照）とを含みうる。後縁可変キャンバシステムは、巡航条件において空力的に密着可能なフラップとスポイラーの位置範囲を提供しうる。後縁可変キャンバシステムは、翼長の揚力分布を調節することによって航空機がその任務の間飛行するときの燃料燃焼が最適化されるように、フラップをフラップアップ（巡航）位置にわずかに調節しうる。

スポイラーの設計方法
図２は、翼１００の平面図である。翼構成は７７７ｘの変形に関連し、単なる例示の目的で提供されており、これに限定されるわけではない。翼は、固定部分と可動部分とを含む。可動部分は、内側フラップ１０２、フラッペロン１０３、中央フラップ１０４、外側フラップ１０６、ＯＢスポイラー１０８ａ～ｆ及びＦＨＰ１０９を含む外側スポイラーシステム１１０、及びＩＢスポイラー１１２ａ～ｃ及びＩＤＰ１１３とを含む内側スポイラーシステム１１４を含む。距離１０５は、約１０６フィートでありうる。異なる飛行機では、距離１０５はもっと短くてよい、あるいはもっと長くてよい。

外側スポイラーシステム１１０は、６つのスポイラー（１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃ、１０８ｄ、１０８ｅ及び１０８ｆ）と、ＦＨＰ１０９とを含む。スポイラー１０８ａ、１０８ｂ及び１０８ｃは、外側フラップ１０６の前方に位置づけされる。スポイラー１０８ｄ、１０８ｅ及び１０８ｆは、中央フラップ１０４の前方に位置づけされ、ＦＨＰ１０９はフラッペロン１０３の前方に位置づけされる。内側スポイラーシステム１１４は、内側フラップの前方に位置づけされた３つのスポイラー１１２ａ、１１２ｂ及び１１２ｃと、ＩＤＰ１１３とを含む。

この実施例では、スポイラーの翼弦は深さ約２０～３５インチ、翼長は長さ７５～１０５インチでありうる。各フラップの上のスポイラーの数と、それらの寸法は変更可能である。したがって、フラップ、ＦＨＰ及びＩＤＰパネルの上の３つ又は４つのスポイラーと、それらに関連した寸法の実施例は、単なる例示の目的で提供されている。

スポイラー及び垂下パネルの各々は、ヒンジ線の周りでの回転を可能にする取付機構を用いて翼１００に取り付けられうる。スポイラーと翼との間の取付点の数により、翼に関連する曲げ負荷等の負荷がどのようにスポイラーに移るかが決まりうる。負荷は、飛行中にどのようにスポイラーが変形するかに影響を与えうる。一実施形態では、翼とスポイラーとの間に４つの取付点が用いられうる。しかしながら、より多い、又はより少ない取付点を使用することができ、４つの取付点は単なる例示のために提供されている。

特定の実施形態では、各スポイラーに一又は複数のアクチュエータが関連付けられうる。一又は複数のアクチュエータは、翼の固定部分に対してスポイラーのうちの１つの位置を変えるために、各スポイラーを上方に、あるいは下方に回転させるように構成されうる。スポイラーは、相互に、またフラップに対して作動するように構成されうる。ある場合は、以下により詳細に記載するように、スポイラーが可動フラップに当接して配置されているときにフラップとより良く密着する又は更に接触するようにスポイラーを回転させることができる。

一実施形態では、一又は複数のスポイラーは、フラップのうちの１つに従属して移動するように構成されうる。したがって、フラップと垂下パネル又はフラッペロンとヒンジパネルとの間に機械的リンク機構が設けられうる。機械的リンク機構を介して、フラップ／フラッペロンが作動したときに、従属パネルも移動しうる（例：図５Ｄ、５Ｅ及び５Ｆに例示の垂下パネル及びフラップ用の機械的リンク機構を示す）。本書に記載のスポイラーシステムは、ＩＤＰ及びＦＨＰなどの垂下パネルを含んだ一般的な説明として提供されているが、フラップ又はフラッペロン等の高揚力装置の前方に位置づけされた他のパネルに限定されるわけではない。

内側フラップ１０２及び／又は外側フラップは、後縁可変キャンバ（ＴＥＶＣ）システムの一部でありうる。ＴＥＶＣシステムでは、巡航中に翼のキャンバを修正するために、フラップをフラップそれぞれのヒンジ線の周りで回転させることができる。スポイラーは、スポイラーの対応する後縁（ＣＴＥ）位置におけるフラップのＴＥＶＣの全ての巡航位置において、スポイラーの後部でフラップに密着するように構成されうる。通常、内側フラップ１０２は上に回転させることができ、外側フラップ１０６は下に回転させることができ、またその逆も可能である。これらの動きを通じて、翼の全体的なねじれを変えることができる。各フラップに適用される回転量を含むこれらの動きは、燃料の消費に起因して重量が変化するときに飛行機の性能を補正し最適化するために、運航の間中ずっと調節することが可能である。

飛行制御システムは、特定のフラップのＴＥＶＣ位置の各々においてフラップと一致するようにスポイラーを位置づけするようにプログラミングされうる。一実施形態では、この目的のためにルックアップテーブルが提供されうる。スポイラー位置は、現在のフラップのＴＥＶＣ位置以外にも、高度及び飛行機の速度を補正するために調節可能である。飛行テストデータは、これらすべての場合において、スポイラーの命令された位置づけが、スポイラーのＣＴＥをフラップに確実に密着させるのに有用になりうるほど十分に、これらの変数が外の気圧に影響を及ぼすことを示している。このスポイラーの位置づけは、飛行機のレベル要件でありうる。

各スポイラーに対し、一又は複数のアクチュエータが、所定の位置までスポイラーを回転させるようにプログラミングされうる。この位置を決定するために、フライトコンピュータが積分を実行しうる多数の変数が存在する。この場合も、決定は、飛行制御システムが関与している「ルックアップテーブル」と呼ばれるデータベースに基づくものでありうる。一般に、スポイラーが移動して、翼の空力揚力を「損ない（ｓｐｏｉｌ）」、抗力を加える及び／又は飛行機にロールさせる上位置がある。更に、全てのＴＥＶＣ位置（後縁の約１．５度上から後縁の０．７度下までの範囲の約２０の異なる個別のＴＥＶＤのフラップ角度）を通じて、スポイラーが移動して、フラップとスポイラーのＣＴＥとの間の密着性を確保する巡航位置があり、スポイラーが移動して、着陸及び離陸性能における７つの異なる高揚力の変化に対してスポイラーとフラップとの間に所望の間隙を達成する下位置がある。図５Ａ、５Ｂ及び５Ｃに、飛行制御システム及び幾つかのスポイラー位置を示す。

次に、飛行中の空力負荷下での形状の変形が及ぼす影響の幾つかを記載する。図３Ａ、３Ｂ、３Ｃ及び３Ｄは、図２に示す翼１００の翼セグメント１２０上のスポイラー及びフラップの斜視図である。翼セグメント１２０は、翼の固定部分と、外側フラップ１０６と、中央フラップ１０４と、外側スポイラ―システム１１０のスポイラーとを含む（図２参照）。

形状の変形が及ぼす何らかの影響を決定するために、翼、フラップ及びスポイラーシステムに翼の所望の空力形状等の初期形状を指示することができる。次に、材料及び取付点を含む、各構成要素の構造がモデル化されうる。次に、巡航条件等において、空力負荷がシミュレーションされ、シミュレーション構造に加えられて、形状の変形が決定されうる。

第１の実施例では、翼、フラップ及びスポイラーには、これらが地上において互いに滑らかに適合するような形状が付与されている。そして、巡航条件において空力負荷が翼、フラップ及びスポイラーに加わる。図２に示す翼１００の翼セグメント１２０について、この結果を図３Ａ及び３Ｂに示す。

図３Ａでは、巡航条件における空力負荷に応じて、中央フラップ１０４と外側フラップ１０６が変形する。例えば、外側フラップ１０６は、固定構造１２２に対して上方にねじれている。図３Ｂに、中央フラップ１０４とスポイラー１０８ｄ、１０８ｅ及び１０８ｆに関連する変形の詳細１２４を示す。翼長方向において、スポイラー１０８ｅは角で上方に曲がり、弧を形成している。翼弦において、スポイラー１０８ｅは後縁で上方に曲がり、中央フラップ１０４から離れるように湾曲している。

スポイラー１０８ｅの後縁での上方の湾曲により、スポイラー１０８ｅと中央フラップ１０４との間に段差付間隙１２８が生じる。この間隙のサイズは、翼長方向に変化する。空力は、スポイラーごとに変化する。したがって、スポイラー１０８ｅは、スポイラー１０８ｆよりも曲がっている。この結果、スポイラー１０８ｅとスポイラー１０８ｆとの間に段差付間隙１３０が形成される。中央フラップ１０４も変形するため、最終的に、中央フラップ１０４と隣接する構造１２６との間に段差１３２が形成される。１０８ｆと隣接する構造１２６との間にも望ましくない段差が形成される。更なる実施形態では、ＩＤＰの機械的リンク機構（図５Ｄ、５Ｅ及び５Ｆ参照）における偏向により、ＩＤＰとフラップとの間に大幅な間隙が生じうる。その結果、垂下パネル（ＩＤＰ及びＦＨＰ等）は、作動スポイラーには存在しない更なる課題を有しうる。

巡航条件において、これらの変形により、翼の空力性能が低下しうる。例えば、段差１３２により、空気が翼の上面から下面へ流出し、揚力を低下させることが可能になりうる。別の実施例として、流れの中に突き出たスポイラーにより、抗力が増加しうる。

変形に対処する１つの方法は、巡航条件下で、フラップとスポイラーが所望の空力形状に変形するように、フラップとスポイラーを第１の形状に予め変形させることである。例えば、地上において、中央フラップ１０４と外側フラップ１０６、及び図３Ａと３Ｂのスポイラーは、初期の滑らかな空力形状を有しうる。負荷下で、フラップとスポイラーは、図３Ａ及び３Ｂに示す形状に変形する。負荷下で滑らかな空力形状を得るために、フラップとスポイラーには、図３Ａ及び３Ｂに示す形状とは逆の形状が付与されうる。

したがって、以下の処理が提案される。まず、空力負荷を考慮せずに、翼、フラップ及びスポイラーの空力形状を特定する。次に、負荷下で変形した形状を決定するために、第１の空力形状に負荷を加える。次に、変形した形状の逆の形状を決定する。その後、負荷なしの地上における第２の空力形状として、翼、フラップ及びスポイラーに逆の形状を付与する。次に、負荷がかかっている間、翼、フラップ及びスポイラーが互いに滑らかに適合するか否かを決定するために、第２の空力形状に負荷を加える。翼、フラップ及びスポイラーが負荷下で互いに滑らかに適合しない場合、第２の空力形状の調節を行って第３の空力形状を得た後に、再び第３の空力形状に負荷を加えることができる。この処理は、必要に応じて繰り返すことができる。

一実施例として、中央フラップ１０４と外側フラップ１０６を、図３Ａ及び３Ｂに示す形状とは逆の形状に予め変形させることができる。この結果、飛行中に逆に変形して滑らかな空力形状となる可能性があり、図３Ａ及び３Ｂに示す段差付間隙が大幅に縮小されうる。図６Ａ及び６Ｂに対し、この方法の更なる詳細を記載する。

図３Ｃ及び３Ｄに、巡航条件において所望の形状が得られるように地上において予め変形させた、フラップ及びスポイラーの一実施例を示す。図３Ｃは、地上及び巡航条件におけるスポイラー１０８ａの形状（図２参照）を示す図である。形状１５２は、地上における予め変形させた形状である。予め変形させた形状１５２のスポイラーが可動フラップに当接して配置されたとき、スポイラーの湾曲した形状により、スポイラーとフラップとの間に間隙が存在しうる。一実施形態では、予め変形させた形状１５２はたわんでいる場合がある。巡航条件においては、空力下でスポイラーが変形するため、形状１５０はかなり平坦である。例えば、予め変形させた形状１５２はたわんでいてよく、その後空力下でまっすぐになりうる。

形状１５０により、スポイラーとフラップとの間の密着性の改善が可能になりうる。したがって、予め変形させた形状１５２のスポイラー又は垂下パネルは、可動フラップに当接して配置されたときに可動フラップと部分的に接触しうる。一又は複数の飛行条件において、スポイラー又は垂下パネルが空力下で予め変形させた形状から第２の形状（例：形状１５０）に変形することにより、第２の形状において、スポイラー又は垂下パネルが可動フラップとのより大きい接触面積を有するようになり、又は可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラーと可動フラップ、又は垂下パネルと可動フラップとの間の気流を減少させる。スポイラー又は垂下パネルの種々の予め変形させた形状は、一又は複数の飛行条件において発生する、異なる翼長上の場所の各々における空力の差を考慮して選択されうる。

一実施形態では、巡航中の形状１５０から予め変形させた地上の形状１５２への変形量は、形状１５０の翼弦の長さ１５５の０～５％でありうる。例えば、エッジ１５８において、翼弦の長さ１５５であるときに、予め変形させた地上の形状１５２が、翼弦の長さ１５５の０～５％である量１５６だけ下に移動する（また、移動量はゼロで、幾つかの場所において表面がアライメントされうる）。下方の移動量、したがって翼弦の長さの割合は、予め変形させた地上の形状１５２の表面にわたって変化する。図示していないが、予め変形させた地上の形状１５２は、ある場所における形状１５０の表面の上でも移動しうる。

図３Ｄは、外側フラップ１０６に当接して配置されている、巡航条件における形状１５０を有するスポイラー１０８ａを示す図である。より滑らかなスポイラー１０８ａの形状１５０は、外側フラップ１０６に対して、予め変形させていないフラップよりも良好な密着を提供しうる。予め変形させた地上の形状１５２も図示されている。この実施例では、予め変形させた地上の形状１５２は、外側フラップ１０６の上面の下に延びている。地上において作動中、スポイラー１０８ａが外側フラップ１０６に衝突しないように、スポイラー１０８ａをそのヒンジ線の周りで回転させることが可能である。

上述したように、各スポイラーに適用される予変形は、翼に沿った異なる翼長上の場所においてスポイラーごとに変化しうる。異なる予変形の形状は、一又は複数の飛行条件において発生する、異なる翼長上の場所の各々における空力の差を考慮しながら選択されうる。更に、スポイラー（又は垂下パネル）の位置は、翼上の各翼長上の場所において異なる翼弦位置を有する場合もある。翼上の翼弦位置は、特定の場所における空力、したがって特定の場所においてスポイラーに適用される予変形の量に影響を与えうる。このため、予め変形させた地上の形状１５２は、単なる例示の目的で提供されており、これに限定されるわけではない。

様々な実施形態では、スポイラー又は垂下パネルは、例えば図３Ｃの下方の曲線１５３ａ及び１５３ｂ等を介して、翼弦方向にのみ変形しうる。したがって、曲線１５３ａ及び１５３ｂは同じであってよい。更に、曲線１５３ａと１５３ｂとの間で、中間曲線は一定であってよい。

他の実施形態では、下方の湾曲は翼長方向において変化しうる。例えば、図３Ｃにおいて、例えば曲線１５３ｂに対し、曲線１５３ａはもっと下方の湾曲である等、曲線１５３ａ及び１５３ｂは異なっていてよい。翼長方向において、中間曲線は、２つの曲線１５３ａと１５３ｂとの間で線形に変化しうる。別の実施形態では、曲線１５３ａ及び１５３ｂは同様の形状であってよい。しかしながら、図３Ｃに示すように、翼長方向の中間曲線において、下方の湾曲の量は、曲線１５３ａ及び１５３ｂの下方の湾曲よりも大きくてよい、又は小さくてよい。

一般に、曲線１５３ａは、第１の下方の湾曲を有していてよく、曲線１５３ｂは第２の下方の湾曲を有していてよく、翼長方向における中間曲線の下方の湾曲は、翼長方向の曲線１５３ａ又は１５３ｂの一方又は両方のいずれかの下方の湾曲よりも大きくてよい、あるいは小さくてよい。一実施例として、図３Ｃにおいては、翼長方向における中間曲線の下方の湾曲の量が減少し、その後曲線１５３ａと１５３ｂとの間で増加する。上述したように、翼長方向におけるその他の変化も可能であり、図３Ｃは単なる例示の目的で提供されている。

図４Ａ、４Ｂ及び４Ｃに関しては、スポイラーと、スポイラーとフラップとの接触面が記載されている。図４は、スポイラー２０５の上面図である。図４Ａでは、スポイラー２０５は、対応する後縁（ＣＴＥ）を有する第１の部分２１２と、ＣＴＥを有する第１の部分を受容するように構成された第２の部分２０２とを含む。

一実施形態では、スポイラー２０５の第２の部分２０２は、例えばアルミニウム又は炭素混合物等、例えば炭素接合アセンブリ等の金属から形成されうる。別の実施形態では、ＣＴＥを有する第１の部分２１２は、炭素固体積層板又はグラスファイバー固体積層板等の炭素混合物から形成されうる。通常、第１の部分は、第１の部分を受容するように構成された第２の部分よりも更に柔軟でありうる。

図４Ｂは、フラップ２０４及びスポイラー２０５の側面図を含む、システム２００を示す図である。この実施例において、フラップ２０４の勾配２０４ａは、スポイラー２０５の勾配２０４ｂと一直線である。一実施形態では、第１の部分２１２は、勾配２０４ａと一致する一定の勾配を有しうる。これゆえに、第１の部分は、接触点においてフラップ２０４に対する実質的な接線でありうる。

別の実施形態では、勾配２０４ａ及び２０４ｂが一直線であるとき、第１の部分２１２のＣＴＥがフラップ２０４の面の幾何学的観点から下に延びるように、第１の部分が下方に角度を有していてよい、あるいは下方に湾曲していてよい。機械的に、フラップ２０４の上面が硬いと、勾配２０４ａ及び２０４ｂが一直線であるときに、第１の部分２１２はフラップ２０４に延びることができない。代わりに、第１の部分２１２をフラップの面との接触から上方に押すことができる。その結果、第１の部分２１２が平坦化しまっすぐになる傾向がある。この下方に角度を有する又は湾曲した特徴は、スポイラーとフラップとの間の密着性を強化する助けとなりうる。

別の実施形態では、スポイラー２０５は、第１の部分２１２がフラップ２０４に軽く当接して配置されるように、スポイラー２０５自体のヒンジ線の周りで上方に回転しうる。第１の部分２１２は、空力負荷下で変形し、平坦化しうる。様々な実施形態では、第１の部分２１２の地上の形状を指示することができる。その後、アクチュエータを介して、空力を介して、あるいはそれらの組み合わせを介して加わった力に応じて、第１の部分２１２の地上の形状が変形しうる。アクチュエータの場合、スポイラー２０５の固定位置に対しフラップ２０４が第１の部分２１２の方へ回転して、第１の部分２１２が変形しうる。更に、フラップの固定位置に対しスポイラー２０５がフラップ２０４の方へ回転して、第１の部分２１２が変形しうる。加えて、スポイラー２０５及びフラップ２０４の各々は、互いの方へ回転して、第１の部分が変形しうる。

図４Ｃに、図４Ｂの詳細２１０を示す。線２０７は、フラップ２０４の勾配２０４ａ及び第１の部分２１２の勾配２０４ｂと一直線である。第２の部分は、第１の部分２１２を受け入れるように構成された第１のセクション２１４を含む。第１の部分２１２は、第１のセクション２１４において第２の部分に取り付けられうる。

第１の部分２１２は、線２０７の下に延びるＣＴＥ２１６を含む。一実施形態では、ＣＴＥ２１６を含む第１の部分２１２は勾配付きで湾曲しており、勾配は、線２０７の勾配から線２０９の勾配まで複数の増分において変化しうる。ある場合には、ＣＴＥ２１６は連続的に湾曲していてよい。別の実施形態では、ＣＴＥ２１６は、線２０７の勾配から線２０９の勾配までの変化が単一の場所で非連続的に起こるように、角度を有していてよい。

ＣＴＥが線２０７の下に延びる量は、図３Ｃに示すように、予め変形させた状態で、ＣＴＥに沿った場所ごとに翼長方向に変化しうる。加えて、ＣＴＥ２１６が線２０７の下に延びる量、及びフラップ２０４の面の幾何学的観点から下に延びる量は、スポイラーごとに変化しうる。典型的ではないが、ＣＴＥ２１６は、ＣＴＥ２１６が線２０７の上に延びるように上方に曲がっていてよい。

次に、アクチュエータを用いたスポイラー及びフラップの構成を記載する。図５Ａ、５Ｂ及び５Ｃは、アクチュエータ制御の結果、異なる配向にあるフラップ及びスポイラーアセンブリの断面図である。図５Ａは、フラップ３１４、対応する後縁３１６を有するスポイラー３１０、フラップ３１４、スポイラーアクチュエータ３０８及びフラップアクチュエータ３０５を含む空力システム３００の側面図である。スポイラーアクチュエータ３０８は、スポイラー３１０の位置を調節するように構成することができ、フラップアクチュエータ３０５は、フラップ３１４の位置を制御するように構成することができる。したがって、スポイラーアクチュエータ３０８は、スポイラー３１０の回転位置を制御しうる。

飛行制御システム（ＦＣＳ）３０６は、パイロット入力３０２及びセンサ入力３０４等の入力を受信するように構成されうる。センサ入力には、現在の高度、現在の速度、現在のフラップ３１４の位置及び現在のスポイラー３１０の位置などの飛行情報が含まれうる。飛行制御システム３０６は、パイロット入力及び／又はセンサ入力３０４に応じてスポイラー３１０の位置を制御するように構成されうる。

一実施形態では、上述したように、飛行制御システム３０６は、飛行条件においてフラップ３１４に対してより良く密着するようにスポイラー３１０の位置を調節するように構成されうる。例えば、飛行条件において、スポイラー３１０により、対応する後縁３１６がフラップ３１４に押しつけられるようにスポイラー３１０を回転させるよう、スポイラーアクチュエータ３０８に命令しうる。対応する後縁３１６がフラップ３１４に押しつけられると、フラップ３１４とスポイラー３１０との間により良い密着部ができうる。飛行制御システム３０６は、このようにアクチュエータを用いて各スポイラーを制御するように構成されうる。

図５Ａの、フラップ３１４及びスポイラー３１０の配向は、巡航条件を表しうる。上述したように、ＴＥＶＣの一部として、飛行制御システム３０６は、フラップアクチュエータ３０５を使用して、様々な巡航条件においてフラップ３１４の位置をわずかに上方に及び下方に調節しうる。フラップ３１４の位置が調節されるときに、飛行制御システム３０６も、フラップ３１４とスポイラー３１０との間の密着性を改善するために、スポイラーアクチュエータ３０８を使用してスポイラー３１０の位置を調節するように構成することができる。これらの調節は、速度及び高度の関数として決定されうる。加えて、スポイラーの位置を決定するのに、飛行テストから受信したデータも使用可能である。

図５Ｂに、フラップ３１４の上の流れを損うようにスポイラー３１０が上方に角度を有している、フラップ３１４及びスポイラーの配向３２０を示す。スポイラー３１０は、飛行制御システム３０６によって制御されるスポイラーアクチュエータ３０８の作動に応じて上方に角度を有している。この位置は通常、着陸中に使われうる。スポイラーのＣＴＥ３１６はこの位置において下方に角度を有し、それ自体の地上の形状に近い。

図５Ｃでは、フラップ３１４の配向３３０は下方に角度を有している。フラップ３１４は、飛行制御システム３０６からフラップアクチュエータ３０５へ送られたコマンドに応じて下方に角度を有していてよい。スポイラー３１０も、飛行制御システム３０６からスポイラーアクチュエータ３０８へ送られたコマンドに応じて下方に角度を有している。スポイラー３１０が下方に角度を有することにより、翼の固定部分からフラップ３１４上へのスポイラーを介した空力的な流れを改善することができる。スポイラー３１０の角度は、流れが「損なわれない」ように、すなわち流れの分離が起こらないように選択されうる。

図５Ｃでは、フラップ３１４は、後方への平行移動等の平行移動も可能である。例えば、フラップ３１４は、スポイラーから離れるように後方へ平行移動し、下方に回転することが可能である。スポイラー３１０は、スポイラー３１０が空力負荷下で変形したときに長く伸び、後方にシフトした／平行移動したフラップにより良く密着しうる。

次に、図５Ｄ、５Ｅ及び５Ｆに関連してフラップ及び垂下パネル構成を記載する。図２に関連して上述したように、フラップ及び垂下パネル構成の２つの実施例は、１）フラッペロン１０３及びフラッペロンヒンジパネル（ＦＨＰ）１０９、及び２）内側フラップ１０２及び内側垂下パネル（ＩＤＰ）１１３である。図５Ｄ、５Ｅ及び５Ｆに関連して、内側フラップ１０２及びＩＤＰ１１３の一実施形態を例示の目的で記載する。図５Ｄは、ＩＤＰ１１３を含む斜視図である。ＩＤＰ１１３は、飛行中に内側フラップ１０２等のフラップに対して密着しうる、対応する後縁（ＣＴＥ）３３２を含む。ＩＤＰ１１３は、固定ヒンジ３３４ａ及び３３４ｂを介して翼の固定部分の構成要素であるスポイラービーム３３８に連結されうる。

機械的リンク機構は、内側フラップ１０２が動くことによりＩＤＰ１１３が動くように、ＩＤＰ１１３を内側フラップ１０２に機械的に連結しうる。機械的リンク機構は、部材３４０、３４２ａ、３４２ｂ及び３４４を含む。部材３４０は、固定ヒンジ３３６を介してスポイラービームに取り付けられる。

部材３４２ａ及び３４２ｂは、一方の端部が部材３４０に連結され、他方の端部がＩＤＰ１１３に連結される。部材３４２ａ及び３４２ｂは、リンク機構３４６ａ及び３４６ｂを介してＩＤＰ１１３に連結される。部材３４４は、一方の端部が部材３４０に取り付けられ、他方の端部がリンク機構を介して内側フラップ１０２に取り付けられる（図５Ｅ参照）。

作動中に、内側フラップ１０２がスポイラービーム３３８から離れるように移動すると、部材３４０を固定ヒンジ３３６の周りで時計回りに回転させる力が部材３４４を通して加わる。時計回りの回転により、部材３４２ａ及び３４２ｂを通して力が伝達され、ＩＤＰ１１３が下方に引っ張られる。下方に引っ張られることにより、ＩＤＰ１１３が固定ヒンジ３３４ａ及び３３４ｂの周りで時計回りに回転し、下方に移動する。

内側フラップ１０２がスポイラービーム３３８に向かって移動すると、部材３４０を固定ヒンジ３３６の周りで反時計回りの方向に回転させる力が部材３４４を通して加わる。反時計回りの回転により、部材３４２ａ及び３４２ｂを通して力が伝達され、ＩＤＰ１１３が上方に押される。上方に押されることにより、ＩＤＰ１１３は固定ヒンジ３３４ａ及び３３４ｂの周りで反時計回りに回転し、上方に移動する。

次に、図５Ｅ及び５Ｆに関連して、ＩＤＰ１１３と内側フラップ１０２との間の機械的リンク機構、及びその作動形態を更に記載する。図５Ｅは、巡航条件の配向３３５におけるＩＤＰ１１３と内側フラップ１０２を示す側面図である。点線は、巡航条件の配向３３５における公称翼形状３４１を示す。

図５Ｅでは、部材３４２ａは、一方の端部がリンク機構３４６ａを介してＩＤＰ１１３に取り付けられ、他方の端部がリンク機構３４８に介して部材３４０に取り付けられる。リンク機構３４８により、部材３４２ａ及び部材３４０が互いに対して回転することが可能になる。部材３４４は、一方の端部がリンク機構３４９を介して内側フラップ１０２に取り付けられ、他方の端部がリンク機構３４３を介して部材３４０に取り付けられる。リンク機構３４９により、内側フラップ１０２が部材３４４に対して回転することが可能になる。リンク機構３４３により、部材３４４が部材３４０に対して回転することが可能になる。

図５Ｆは、公称翼形状３４１からフラップが下方に展開されている条件３７０におけるＩＤＰ１１３と内側フラップ１０２を示す側面図である。図５Ｃに関連して上述したように、フラップに連結されたアクチュエータにより、フラップが下方に移動しうる。内側フラップ１０２の下方の動きにより、部材３４０、３４２ａ、３４２ｂ及び３４４を含む機械的リンク機構を介して、ＩＤＰ１１３が下方に引っ張られ、ＩＤＰ１１３が固定ヒンジ３３４ａの周りで時計回りに回転する。

図６Ａは、本開示の一態様に係るフラップの設計方法３５０のブロック図である。３５２において、初期の翼形状が決定される。初期の翼形状は、飛行機の初期の設計仕様書、性能要件及び空力シミュレーションに基づくものでありうる。ある場合には、いずれかの高揚力装置面をモデル化する、あるいは高揚力装置面を一部のみ指定することなく、三次元の初期の翼形状を連続的な構成要素として初期の仕様書に含むことが可能である。初期の翼形状を設計するのに使用される空力シミュレーションは、離着陸から巡航条件までの飛行条件範囲をカバーしうる。

３５４において、初期の翼上のフラップのサイズ及び場所が指定されうる。初期の翼の形状が連続的であり、高揚力装置面を含まない場合、フラップを収容するために初期の翼の一セクションを取り除くことができる。更に、取付接触面とこれらの場所が指定されうる。取付接触面は、フラップを翼に取り付け、翼に対して移動させることを可能にするハードウェアを含む。

また、フラップの動きの範囲が指定されうる。動きの範囲は、フラップの底部からフラップが回転する軸である軸の距離、及びフラップアセンブリを収容するのに必要な翼のフェアリング等の取付接触面の設計に影響を与えうる。フラップが後縁可変キャンバ（ＴＥＶＣ）システムに使用される場合、動きの範囲は、このシステムに関連するフラップの位置も含みうる。上述したように、施工完了時のフラップの形状は、ＴＥＶＣシステムに関連する異なる位置においてフラップが適切に密着するように設計されうる。

３５６において、初期のフラップの形状が選択されうる。例えば、初期のフラップの形状は、フラップが取り外されたところの翼の形状におおむね沿うように選択されうる。フラップの前縁に隣接する翼の固定部分の後縁は、比較的平坦な垂直面でありうる。しかしながら、フラップの前縁は、上述したように丸くてもよい。高揚力性能のために下に展開されたときのフラップの空力性能が改善されるように、フラップの前縁を成形することができる。

３５８において、翼の構造及び材料が指定されうる。翼の構造は、外板、リブ、スパー、及びストリンガ並びにこれらに関連する場所等の構成要素の仕様を含みうる。アルミニウム（一般の金属）又は複合材料等の材料を使用して、翼を組み立てることができる。翼の構造は、加わった空力負荷下で翼がどれくらいねじれ、曲るかに影響を及ぼす。空力負荷下でのフラップの変形を決定するために、指定された翼の構造及び材料を有限要素解析に使用することができる。

３６０において、翼の場合と同様に、フラップの構造及び材料を指定することができる。フラップの内部構造は、移動するように設計されている、燃料を運搬しない、翼とは異なる負荷がかかる、個別の場所において翼に取り付けられる等の要因のために、翼とは異なる。したがって、フラップの硬さは、翼の硬さとは異なっていてよい。このため、フラップの空力弾性応答は、翼とは異なる。空力負荷下でのフラップの変形を決定するために、指定されたフラップの構造及び材料を有限要素解析に使用することができる。

３６２において、一又は複数の飛行条件及び飛行機の重量配分が指定されうる。これらの条件は、翼及びフラップの空力弾性応答に影響を及ぼす。具体的には、空力弾性応答の大きさは、条件ごとに変化しうる。フラップの空力弾性が所望の運用エンベロプ内で十分であるか否かを決定するために、幾つかの異なる条件でシミュレーション及び実験的試験が行われうる。

一実施例として、ボーイング７７７の典型的な巡航速度は、巡航高度３５０００フィートにおいて約マッハ０．８４（時速５５４マイル）である。運用空虚重量は、モデルによって３０００００～４０００００ポンドの間で変化しうる。最大離陸重量は、モデルによって５４５０００～７７５０００ポンドの間で変化しうる。最大着陸重量は、モデルによって４４５０００～５５７０００ポンドでありうる。したがって、いずれかの特定の飛行機モデルにおいて、特定の飛行条件における燃料及び貨物負荷を、翼及びフラップのテストエンベロプとして指定することができる。

３６４において、特定の飛行条件における翼とフラップの形状が決定されうる。例えば、特定の飛行条件は、それ自体の空虚重量を上回るある重量まで荷物を積み込んだ飛行機の巡航条件でありうる。翼及びフラップへの空力負荷の数値シミュレーションを決定することができ、次に翼及ぶフラップの変形量が決定されうる。上述したように、変形量は、空力負荷、飛行機の重量、翼及びフラップの構造、及び翼及びフラップの初期の無負荷三次元形状等の要因によって変化する。

ある実施形態では、翼及びフラップが変形すると空力負荷が変化しうるため、このプロセスが何度も繰り返されうる。例えば、翼及びフラップの初期形状を使用して決定された空力負荷に基づいて、翼及びフラップの第２の形状が決定されうる。次に、翼及びフラップの第２の形状を使用して、新たな空力負荷が決定されうる。新たな空力負荷に基づいて、第２の形状から第３の形状への変形が決定されうる。この反復プロセスは、翼及びフラップの形状が特定の条件セットにおける特定の形状に集結するまで繰り返されうる。その後、飛行中に可動フラップは、空力下で第１の予め変形させた形状から所望の第２の形状へと変形する。

選択された飛行条件の各々において、このプロセスが繰り返されうる。この実施例において、初期の無負荷形状は同じである。しかしながら、空力に対する形状の影響、及び形状に対する空力の影響は結合させて考慮される。このため、プロセスは反復性を持つ。代替的な実施形態では、空力に対する形状変化の影響が考慮されない場合がある。

３６６において、シミュレーション条件においてフラップの形状が密着部と接触するか否かを決定するためのチェックが実施されうる。フラップが密着しない場合、３７２において、新たなフラップの形状が決定されうる。例えば、フラップが密着しない場合、これは空力弾性効果に起因してフラップが一方向に曲がるためである。この効果を軽減するために、フラップの形状をそれ自体の無負荷状態において反対方向に調節することが可能である。同様に、フラップが空力弾性効果に起因して一方向にねじれ、ねじれにより密着が阻害される場合、この効果を軽減するために、初期のフラップの形状を反対方向にねじっておくことができる。

一実施形態では、フラップの形状を調節すること以外に、フラップ上の取付点の場所が調節されうる。例えば、取り付ける場所を互いの遠くへ、あるいは近くへ動かすことができる。更に別の実施形態では、特定の場所において更に硬さを増す、あるいは硬さを和らげるようにする等、フラップの内部構造又はフラップにおいて使用される材料を変更することが可能である。内部構造の変更は、フラップのどこがどれくらい変形するかに影響を与えうる。これにより、密着性能が改善されうる。別の実施形態では、フラップの密着特性を改善するために、密着部の形状、場所及び／又はサイズを調節することが可能である。

３６８において、フラップの形状が製造制約を満たしているか否かの決定がなされうる。例えば、翼／フラップの接触面におけるフラップの勾配が多少連続的になるように、すなわち、翼の後縁における翼の勾配と翼の後縁に隣接するフラップの勾配とが、互いに何％か以内、５％以内等になるように指定することができる。別の実施例では、翼の後縁の高さと翼の後縁に隣接するフラップの高さとの差が、ある指定された限度内になるように指定することができる。更に別の実施例では、フラップが、ある量以上に密着部を押し下げないように指定することができる。別の実施例では、翼への取付点における負荷が、ある最大値未満になるように指定することができる。更に別の実施例では、フラップの前縁とフラップの後縁との間の距離が、ある最小距離を上回り、ある最大距離を下回ったままになるように指定することができる。

３７２において、製造制約が満たされない場合、フラップの形状が調節されうる。例えば、フラップの形状は、翼の後縁の勾配とより良く一致する形状にフラップが変形するように調節されうる。別の実施例として、フラップの形状は、翼への取付点における負荷を軽くするように調節されうる。

３４５において、フラップが密着し、製造制約が満たされた場合、様々な飛行条件における翼とフラップを組み合わせた空力性能が決定されうる。この解析には、様々な条件、例えば離陸又は着陸における翼とフラップのシミュレーションを実施することが伴いうる。更に、様々な位置、例えば着陸のために下に延ばされた位置におけるフラップのシミュレーションを実施することが可能である。

空力制約は、密着制約とは幾分か無関係でありうる。例えば、フラップの形状は、フラップが完全に密着しているかどうかは重要ではない飛行条件において空力性能が高まるように調節されうる。したがって、調節された形状が所望の条件、例えば巡航条件において密着している限り、空力性能を改善するためにフラップに微調整を行うことが可能でありうる。例えば、空力性能を改善するために、フラップの前縁を更に丸くすることができる。

３７４において、フラップが密着している場合、製造制約が満たされ、空力制約が満たされ、そしてフラップの施工完了時の形状が確定されうる。複合フラップは、ジグにおいて構築される。したがって、ジグの形状が指定されうる。ジグの形状は、航空機に設置可能な無負荷形状である。次に、図６で設計されたフラップを含みうる航空機の幾つかの詳細を、図７及び８に関連して記載する。

図６Ｂは、本開示の一態様に係る、スポイラーの設計方法４０２のブロック図である。４０２において、図６Ａのフラップの設計方法３５０から翼及びフラップの設計を入手することができる。翼及ぶフラップの設計は、フラップの場所を含む、翼及ぶフラップの内部構造、材料及び外形の仕様書を含みうる。上述したように、一実施形態では、一又は複数のフラップを地上で予め変形させることにより、一又は複数のフラップが飛行中に、より最適化された空力形状を取ることが可能になる。

４０４において、スポイラーの場所及びサイズが決定されうる。通常、スポイラーはフラップの前方に位置する。サイズは、翼のサイズとフラップのサイズによって変化しうる。この実施例では、上述したように、スポイラーは翼弦方向におおよそ３０インチ、翼長方向に約８５インチでありうる。しかしながら、サイズはスポイラーごとに変化しうる。更に、異なるサイズ設定の翼及びフラップを有する異なる飛行機の構成は、異なるサイズ設定の、より小さいあるいはより大きいスポイラーを含みうる。したがって、これらの実施例は、単なる例示の目的で提供される。

スポイラーの一部は、少なくとも１つのアクチュエータに連結されうる。アクチュエータにより、スポイラーの位置を、隣接するフラップとは関係なく調節することが可能になりうる。具体的には、アクチュエータは、スポイラーを翼の固定部分に対して上方に、あるいは下方に回転させるように構成されうる。ある実施形態では、機械的リンク機構を介して垂下パネルをフラップに連結させることができる。したがって、垂下パネル及びフラップは、一体として移動するように構成される。この場合、フラップと垂下パネルとの間の密着性を改善する等のために、垂下パネルの位置をフラップとは関係なく調節することはできない。

接触面は、翼の固定部分への幾つかのスポイラーの取付点、及びこれらの場所を含みうる。一実施形態では、各スポイラーは、各スポイラーがその周りで回転しうるヒンジ線への４つの取付点を含みうる。取付点の数は、４つより多くてよい、あるいは少なくてよい。また、取付点の数は、スポイラーごとに変化しうる。

４０６において、スポイラーの形状が決定されうる。上述したように、ある実施形態では、スポイラーは第１の部分と第２の部分とを有していてよく、第１の部分は対応する後縁（ＣＴＥ）を含む。第１の部分は、第２の部分に取り付けられうる。特定の実施形態では、ＣＴＥを含む第１の部分は下方に角度を有している、あるいは湾曲している場合があり、下方に曲がったエッジを含む。この形状は、より広い条件範囲にわたってフラップとスポイラーとの間の密着性を改善する助けとなりうる。具体的には、第１の部分の形状は、可動フラップと、スポイラー又は垂下パネルとの間の密着性を強化するように選択されうる。

４０８において、スポイラーの内部構造と材料が決定されうる。第１の部分は、第２の部分に取り付けることができ、第２の部分よりも柔軟な材料から形成されうる。一実施形態では、第２の部分は、アルミニウム又は炭素複合材料等の金属から形成されうる。第２の部分に使用される材料は、スポイラーごとに変化しうる。例えば、スポイラーの一部はアルミニウムから形成され得、一部は炭素複合材料から形成されうる。

４１０において、飛行条件及び飛行機の重量配分が決定されうる。これらの条件の幾つかは、図６Ａのフラップの設計方法３５０から入手することができる。更に、空力負荷を含む負荷条件も、フラップの設計方法３５０から入手することができる。４１２において、負荷下の翼、フラップ及びスポイラーの形状が決定されうる。

４１４において、各スポイラーに対し、密着条件がチェックされうる。例えば、ＴＥＶＣシステム内のフラップの全ての位置において、各スポイラーがフラップに対して密着するか否かの決定がなされうる。これにより、可動フラップに当接して配置されたときに予め変形させた形状のスポイラー又は垂下パネルが可動フラップと部分的に接触することが可能になる。一又は複数の飛行条件において、スポイラー又は垂下パネルが空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー又は垂下パネルが可動フラップとのより大きい接触面積を有するようになり、スポイラー又は垂下パネルと可動フラップとの間の気流が減少しうる。

４１６において、選択された形状のスポイラーを製造することはコスト効率が高いか否か等の製造制約がチェックされうる。４１８において、空力制約がチェックされうる。空力制約は、スポイラー間、又はスポイラーとフラップとの間の全ての間隙又は段差が許容誤差内であるか否か等の決定を含みうる。

密着制約、製造制約又は空力制約のうちの一又は複数が満たされない場合、次に４２０において、一又は複数の新たなスポイラーの形状が決定されうる。新たなスポイラーの形状は、下方に変位したスポイラーの第１の部分のＣＴＥの量の調節を含みうる。第１の部分が下方に湾曲している場合、この形状は、下方の事前屈曲（ｐｒｅ－ｃｕｒｌ）又は下方湾曲と称されうる。

４２２において、密着制約、空力制約及び製造制約が満たされた場合、スポイラーの設計が受け入れられ、構築されうる。４２４において、スポイラーを有する飛行機が組み立てられ得、その後４２６において飛行が実施される。４２８において、飛行データが受信されうる。飛行データは、飛行中の一又は複数のスポイラーの相互に対する位置を示す写真を含みうる。

４３０において、４２８で受信した飛行データに基づき、一又は複数のスポイラーの位置が調節され、この結果スポイラーの新たな位置が得られうる。例えば、一又は複数のスポイラーの位置が上方に、あるいは下方に調節されうる。調節により、フラップとスポイラーとの間の密着性が改善されうる。さらに、調節により、隣接するスポイラー間の段差を減らすことができ、空力性能が改善されうる。これらの調節は、高度及び速度等の異なる飛行条件に応じて変更されうる。例えば、スポイラーの位置は、可動フラップのうちの１つの位置の変更に応じて調節されうる。ある場合、位置の変更により、スポイラーと可動フラップとの間の接触量が増加しうる、すなわち、スポイラー（又は垂下パネル）が可動フラップに、より完全に接触しうることで、接触面積が増加しうる。飛行制御システムは、これらの調節を自動的に行うように構成されうる。４３２において、これらのプログラミングされた調節を用いて、飛行機を飛行させることが可能である。

図６Ｃは、本開示の一態様に係る、航空機を制御する方法４５０のブロック図である。４５２において、図６Ａ及び６Ｂの方法によって設計された翼、フラップ及びスポイラーを有する飛行機が受領されうる。更に、飛行機は、複数の飛行条件において適切な密着性を確保し、空力欠陥を最小限に抑えるためにスポイラーの位置を制御するように構成された飛行制御システムを含みうる。上述したように、幾つかのスポイラーの位置は、受信した飛行データに基づいて選択されうる。

４５４において、飛行機が飛行中に、飛行情報及びセンサ入力が受信されうる。飛行情報は、高度及び速度だけでなく、パイロット入力も含みうる。４５６において、飛行情報に基づいて、飛行制御システムはスポイラーの位置を決定しうる。４５８において、飛行制御システムは、４５６からの決定されたスポイラーの位置にスポイラーを配向させるように、スポイラーアクチュエータに命令しうる。

航空機での適用例
本書に提示のプロセス及びシステムの様々な特徴をより良く例示するために、図７に示す航空機の製造及び保守方法５００と、図８に示す航空機６００をここに記載する。航空機寿命のいずれかの段階、例えば試作、製造、運用及び保守で、胴体架台支持アセンブリを使用することができる。上述したように、架台支持アセンブリの設計は、他の種類の物体を支持するのに使用可能であり、機体を支持することのみに限定されない。例えば、架台支持アセンブリを使用して、製造中にタンク又はロケットセクションを支持することができる。

量産試作中、航空機の製造及び保守方法５００は、航空機６００の仕様及び設計５０４と、材料の調達５０６とを含みうる。製造段階には、航空機６００のコンポーネント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が伴う。システムインテグレーションは、材料の調達５０６の前に行うことも可能である。航空機６００のスポイラーシステムの仕様及び設計の態様は、図１～６Ｃに関連して上述されている。その後、航空機６００は認可及び納品５１２を経て、運航５１４に供されうる。顧客によって運航されている間、航空機６００には定期的な整備及び保守５１６（部分改造、再構成、改修等も含みうる）が予定される。本書に記載の実施形態は概して、民間機の運航に関するが、これらの実施形態を、航空機の製造及び保守方法５００の他の段階で実行することが可能である。

航空機の製造及び保守方法５００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、及び／又は管理者（例：顧客）によって実施されうる、又は実行されうる。本記載の目的において、システムインテグレータは、非限定的に、任意の数の航空機製造者及び主要システム下請け業者を含んでいてよく、第三者は、例えば非限定的に、任意の数の販売業者、下請け業者、及び供給業者を含んでいてよく、管理者は、航空会社、リース会社、軍事体、サービス組織等であってよい。

図８に示すように、図７の例示の航空機の製造及び保守方法５００によって製造された航空機６００は、複数の高水準システム６２０と内装６２２とを有する機体６１８を含みうる。高水準システム６２０の実施例は、一又は複数の推進システム６２４、電気システム６２６、油圧システム６２８、及び環境システム６３０を含む。任意の数の他のシステムも含まれうる。例えば、上述したフラップの設計を、図１に示す空力制御システムの一部として使用することが可能である。

本書に示される、又は記載される装置及び方法は、航空機の製造及び保守方法５００の一又は複数の段階のいずれかにおいて用いることができる。例えば、航空機６００が運航中に製造されるコンポーネント及びサブアセンブリと同様の方法で、コンポーネント及びサブアセンブリの製造６０８に対応するコンポーネント及びサブアセンブリを作製しうる、あるいは製造しうる。また、例えば、航空機６００のアセンブルを大幅に促進することによって、あるいは航空機６００の費用を削減することによって、装置、方法、又はこれらの組み合わせの一又は複数の態様を、ステップ５０８及び５１０に用いることも可能である。同様に、装置又は方法の現実化、又はこれらの組み合わせの一又は複数の態様を、例えば非限定的に、航空機６００の運航中、例えば整備及び保守５１６中に用いることが可能である。

結論
様々な構成要素、特徴、及び機能性を含む、装置及び方法の異なる実施例及び態様を本書に開示した。具体的には、航空機で使用される翼のスポイラーシステムに関連する装置及び方法を説明した。本書に開示の装置及び方法の様々な実施例及び態様が、本書に開示の装置及び方法の任意の他の実施例及び態様の任意の構成要素、特徴、及び機能性をいずれの組み合わせにおいても含むことができ、上記可能性は全て、本開示の主旨及び範囲内であることを理解すべきである。

条項１．
航空機であって、
翼１００の固定部分と、
翼１００の固定部分に連結された複数の可動フラップ（１０４、１０６）と、
翼１００に連結されたスポイラー３１０であって、予め変形させた形状を有し、スポイラー３１０の後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含む、スポイラー３１０と
を備え、
飛行していない間、予め変形させた形状のスポイラー３１０は、複数の可動フラップの第１の可動フラップに当接するように配置されたときに複数の可動フラップの第１の可動フラップと部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、スポイラー３１０が空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー３１０が複数の可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラー３１０と可動フラップ３１４との間の気流を減少させる、航空機。

条項２．
垂下パネル１１３が、機械的リンク機構を介して、翼１００に連結され、複数の可動フラップの第１の可動フラップに機械的に連結され、予め変形させた形状を有し、垂下パネル１１３の後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含み、飛行していない間、予め変形させた形状の垂下パネル１１３は、複数の可動フラップの第１の可動フラップに当接するように配置されたときに複数の可動フラップの第１の可動フラップと部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、垂下パネル１１３が空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、垂下パネル１１３が複数の可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、垂下パネル１１３と可動フラップ３１４との間の気流を減少させる、条項１に記載の航空機。

条項３．
複数のスポイラーを更に備え、複数のスポイラーの各々は、翼１００に連結され、種々の予め変形させた形状を有し、各々が、スポイラー３１０の後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含み、
飛行していない間、種々の予め変形させた形状のスポイラーの各々は、複数の可動フラップの第１の可動フラップに当接するように配置されたときに複数の可動フラップの第１の可動フラップと部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、スポイラーの各々が空力下で種々の予め変形させた形状から第３の形状に変形することにより、第３の形状において、スポイラーの各々が可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラー３１０と可動フラップの第１の可動フラップとの間の気流を減少させる、条項１に記載の航空機。

条項４．
航空機用の空力システムであって、
翼１００の固定部分と、
翼１００の固定部分に連結された複数の可動フラップ（１０４、１０６）と、
複数のスポイラー（１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃ、１０８ｄ、１０８ｅ、１０８ｆ）であって、複数のスポイラーの各々は、翼１００に連結され、飛行していない間は種々の予め変形させた形状を有し、各々が、スポイラー３１０の後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含む、複数のスポイラー（１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃ、１０８ｄ、１０８ｅ、１０８ｆ）と
を備え、
複数のスポイラーの各々は、翼１００の異なる翼長上の場所に位置し、種々の予め変形させた形状は、一又は複数の飛行条件において発生する異なる翼長上の場所の各々における空力の差を考慮して選択され、一又は複数の飛行条件において、スポイラーの各々が空力下で種々の予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラーの各々が複数の可動フラップの第１の可動フラップとより完全に接触するようになり、スポイラー３１０と複数の可動フラップの第１の可動フラップとの間の気流を減少させる、航空機用の空力システム。

条項５．
一又は複数の垂下パネルを更に備え、垂下パネルの各々が、機械的リンク機構を介して翼１００と可動フラップの１つに連結され、飛行していない間は種々の予め変形させた形状を有し、各々が、垂下パネルの後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含み、
垂下パネルの各々は翼１００の異なる翼長上の場所に位置し、種々の予め変形させた形状は、一又は複数の飛行条件において発生する異なる翼長上の場所の各々における空力の差を考慮して選択され、
一又は複数の飛行条件において、垂下パネルの各々が空力下で種々の予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、垂下パネルの各々が複数の可動フラップの第２の可動フラップとより完全に接触するようになり、垂下パネルと複数の可動フラップの第２の可動フラップとの間の気流を減少させる、条項４に記載の空力システム。

条項６．
航空機用の空力システムであって、
翼１００の固定部分と、
翼１００の固定部分に連結された可動フラップ３１４と、
翼１００に連結されたスポイラー３１０又は垂下パネル１１３であって、予め変形させた形状を有し、スポイラー３１０の後縁を形成している第１の部分２１２と、第１の部分２１２を受容し且つ翼１００の固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分２０２とを含む、スポイラー３１０又は垂下パネル１１３と
を備え、
飛行していない間、予め変形させた形状のスポイラー３１０又は垂下パネル１１３は、可動フラップ３１４に当接するように配置されたときに可動フラップ３１４と部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、スポイラー３１０又は垂下パネル１１３が空力下で予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、第２の形状において、スポイラー３１０又は垂下パネル１１３が可動フラップ３１４とのより大きい接触面積を有するようになり、スポイラー３１０又は垂下パネル１１３と可動フラップ３１４との間の気流を減少させる、空力システム。

条項７．
スポイラー３１０に連結され、スポイラー３１０を翼１００の固定部分に対して上方に又は下方に回転させるように構成されたアクチュエータ３０８を更に備える、条項６に記載の空力システム。

条項８．
可動フラップ３１４と垂下パネル１１３とを一体として移動させる、垂下パネル１１３と可動フラップ３１４との間の機械的リンク機構を更に備える、条項６に記載の空力システム。

本開示内容に関係する当業者には、上述の記載及び関連の図面に提示された教示内容の恩恵を有する、本書に記載の開示内容の多くの修正及び他の実施例が思い当たることであろう。

Claims (17)

1. 航空機用の空力システムであって、
   翼（１００）の固定部分と、
   前記翼（１００）の前記固定部分に連結された可動フラップ（３１４）と、
   前記翼（１００）に連結されたスポイラー（３１０）又は垂下パネル（１１３）であって、予め変形させた形状を有し、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）の後縁を形成している第１の部分（２１２）と、前記第１の部分（２１２）を受容し且つ前記翼（１００）の前記固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分（２０２）とを含む、スポイラー（３１０）又は垂下パネル（１１３）と
   を備え、
   飛行していない間、前記予め変形させた形状の前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）は、前記可動フラップ（３１４）に当接するように配置されたときに前記可動フラップ（３１４）との間に間隙が生じるように部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）が空力下で前記予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、前記第２の形状において、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）が前記可動フラップ（３１４）とのより大きい接触面積を有するようになり、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）と前記可動フラップ（３１４）との間の気流を減少させる、空力システム。
2. 前記第１の部分（２１２）は、翼弦方向において下方に湾曲したエッジを有する、請求項１に記載の空力システム。
3. 前記一又は複数の飛行条件は巡航条件を含む、請求項１又は２に記載の空力システム。
4. 前記予め変形させた形状が、空力下で平坦化する、請求項１から３のいずれか一項に記載の空力システム。
5. 前記第１の部分（２１２）が前記第２の部分（２０２）よりも柔軟な材料から形成されている、請求項１から４のいずれか一項に記載の空力システム。
6. 前記飛行条件を特徴づけている飛行情報を受信し、前記飛行情報に応じて前記スポイラー（３１０）の回転位置を調節するようにアクチュエータ（３０８）に命令するように構成された飛行制御システム（３０６）を更に備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の空力システム。
7. 前記第１の部分（２１２）を可動フラップ（３１４）に押し付けることで、前記第１の部分（２１２）を変形させて前記可動フラップ（３１４）と前記スポイラー（３１０）との間の密着性を強化するために、前記スポイラー（３１０）の前記回転位置が下方に調節される、請求項６に記載の空力システム。
8. 複数の巡航条件を更に含み、前記第１の部分（２１２）の形状は、前記複数の巡航条件の各々において、前記可動フラップ（３１４）と前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）との間の密着性が強化されるように選択される、請求項１から７のいずれか一項に記載の空力システム。
9. 前記翼（１００）の前記固定部分に対する前記可動フラップ（３１４）の第１の位置が前記複数の巡航条件の各々において変更され、前記スポイラー（３１０）の第２の位置が前記可動フラップ（３１４）の前記第１の位置の変更に応じて調節される、請求項８に記載の空力システム。
10. 前記可動フラップ（３１４）は第１の予め変形させた形状を有し、一又は複数の飛行条件において、前記可動フラップ（３１４）が空力下で前記第１の予め変形させた形状から第３の形状に変形することにより、前記第３の形状において、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）が前記可動フラップ（３１４）とより完全に接触するようになり、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）と前記可動フラップ（３１４）との間の気流を減少させる、請求項１から９のいずれか一項に記載の空力システム。
11. 複数のスポイラーを更に備え、前記複数のスポイラーの各々は、前記翼（１００）に連結され、種々の予め変形させた形状を有し、各々が、前記スポイラーの後縁を形成している前記第１の部分（２１２）と、前記第１の部分（２１２）を受容し且つ前記翼（１００）の前記固定部分に取り付けられるように構成された前記第２の部分（２０２）とを含み、飛行していない間、前記種々の予め変形させた形状の前記スポイラーの各々は、前記可動フラップ（３１４）に当接するように配置されたときに前記可動フラップ（３１４）との間に間隙が生じるように部分的に接触し、一又は複数の飛行条件において、前記スポイラーの各々が空力下で前記種々の予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、前記第２の形状において、前記スポイラーの各々が前記可動フラップ（３１４）とより完全に接触するようになり、前記スポイラー（３１０）と前記可動フラップ（３１４）との間の気流を減少させる、請求項１から１０のいずれか一項に記載の空力システム。
12. 前記複数のスポイラーの第１のスポイラーと第２のスポイラーとが前記可動フラップ（３１４）に当接するように配置されたときに、飛行していない間、前記第１のスポイラーの第１の後縁の第１の角と前記第２のスポイラーの第２の後縁の第２の角との間に段差付間隙が存在し、一又は複数の飛行条件において、前記第１のスポイラーが空力下で第１の予め変形させた形状から第３の形状に変形し、前記第２のスポイラーが空力下で第２の予め変形させた形状から第４の形状に変形することにより、前記段差付間隙が縮小する、請求項１１に記載の空力システム。
13. 前記複数のスポイラーの各々に連結された少なくとも１つのアクチュエータ（３０８）と、前記アクチュエータに連結された飛行制御システム（３０６）とを更に備え、前記アクチュエータの各々は、前記翼（１００）の前記固定部分に対して前記複数のスポイラーのうちの１つの位置を上方へあるいは下方へ回転させるように構成され、前記飛行制御システムは、前記飛行条件を特徴づける飛行情報を受信し、前記飛行情報に応じて、各アクチュエータに、前記複数のスポイラーのうちの前記１つの位置を調節して、１）前記可動フラップ（３１４）と前記複数のスポイラーのうちの前記１つとの間の密着性を強化すること、２）隣接するスポイラー間の段差付間隙を縮小させること、又はそれらの組み合わせを行うように、命令するように構成されている、請求項１１に記載の空力システム。
14. 第２の可動フラップと第２のスポイラーを更に備え、前記第２のスポイラーは前記翼（１００）の前記固定部分に連結され、前記第２のスポイラーは、前記予め変形させた形状とは異なる第２の予め変形させた形状を有し、前記第２のスポイラーの前記後縁を形成している第３の部分と、前記第３の部分を受容し且つ前記翼（１００）の前記固定部分に取り付けられるように構成された第４の部分とを含み、飛行していない間、前記第２の予め変形させた形状の前記第２のスポイラーは、前記第２の可動フラップに当接するように配置されたときに前記第２の可動フラップとの間に間隙が生じるように部分的に接触し、前記一又は複数の飛行条件において、前記第２のスポイラーが前記空力下で前記第２の予め変形させた形状から第３の形状に変形することにより、前記第３の形状において、前記第２のスポイラーが前記第２の可動フラップとより完全に接触するようになり、前記第２のスポイラーと前記第２の可動フラップとの間の気流を減少させる、請求項１から１３のいずれか一項に記載の空力システム。
15. 翼（１００）用のスポイラー（３１０）又は垂下パネル（１１３）を生産する方法であって、
    前記翼（１００）の固定部分の形状、可動フラップ（３１４）の形状、及び前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）の予め変形させた形状を決定することであって、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）は前記翼（１００）に対して回転することができるように前記翼（１００）に機械的に連結され、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）は前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）の後縁を形成している第１の部分（２１２）と、前記第１の部分（２１２）を受容し且つ前記翼（１００）の前記固定部分に取り付けられるように構成された第２の部分（２０２）とを含む、前記翼（１００）の固定部分の形状、可動フラップ（３１４）の形状、及び前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）の予め変形させた形状を決定することと、
    前記翼（１００）の第１の構造及び第１の材料と、前記可動フラップ（３１４）の第２の構造及び第２の材料と、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）の第３の構造及び第３の材料とを決定することと、
    飛行条件を特定することと
    を含み、
    飛行していない間、前記予め変形させた形状の前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）は、前記可動フラップ（３１４）に当接するように配置されたときに前記可動フラップ（３１４）との間に間隙が生じるように部分的に接触し、前記飛行条件において、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）が空力下で前記予め変形させた形状から第２の形状に変形することにより、前記第２の形状において、前記スポイラー（３１０）又は前記垂下パネル（１１３）が前記可動フラップ（３１４）とより完全に接触するようになり、前記スポイラー（３１０）と前記可動フラップ（３１４）との間、又は前記垂下パネル（１１３）と前記可動フラップ（３１４）との間の気流を減少させる、方法。
16. 複数の異なる飛行条件を特定することと、
    前記異なる飛行条件の各々において、前記スポイラー（３１０）と前記可動フラップ（３１４）との間、又は前記垂下パネル（１１３）と前記可動フラップ（３１４）との間の接触量を決定することと、
    前記スポイラー（３１０）と前記可動フラップ（３１４）との間、又は前記垂下パネル（１１３）と前記可動フラップ（３１４）との間の接触量が許容範囲内にあるか否かを決定することと、
    前記接触量が許容範囲にない場合、前記接触量を増加させるために前記第１の部分（２１２）の第１の形状を調節することと
    を更に含む、請求項１５に記載の方法。
17. 前記飛行条件下における前記スポイラー（３１０）の第１の形状を含む飛行データを受信することと、
    前記翼（１００）の空力性能を高めるために前記スポイラー（３１０）の新たな位置を決定することと、
    前記飛行条件において前記スポイラー（３１０）の前記新たな位置を実行するように飛行制御システムを構成することと
    を更に含む、請求項１５又は１６に記載の方法。

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