JP7269057B2 - トルク部材を備えた翼フラップ及びその形成方法 - Google Patents

Description

本開示は広くは航空機に関し、より詳細には、フラップ本体の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材を有する航空機翼フラップ、及びそのような翼フラップの形成方法に関する。

固定翼機は典型的に、航空機の飛行を調整し制御できる様々な飛行操縦翼面を含む。例えば、翼の後縁に取り付けられたフラップは、翼の有効形状を修正することで翼の揚力特性を修正する。ある種のフラップシステムでは、胴体側フラップが、収容位置と展開位置との間でフラップを動かすのに用いるトルク部材を有する。トルク部材は典型的に、胴体の側へと延びるか或いは胴体の翼フェアリング構造へと延びてフラップの動きを制御するフラップ支持機構に連結される。

多くのフラップシステムにおいて、トルク部材は円形の断面形状を有した管状構造であり、トルクチューブと称されることが多い。トルクチューブは典型的に、フラップの構造部材、例えば胴体側リブに連結される。しかしながら、適切な構造上及び耐荷上の性能を達成するには、重いトルクチューブと大型かつ複雑な連結具が必要となることがあり、航空機の重量とコストが増大してしまう。更に、２つのトルクチューブを含む設計のフェイルセーフトルクチューブを利用したフラップシステムもあるが、航空機のコスト、重量、及び複雑さが更に増大してしまう。

従って当業者は、航空機の翼フラップ作動の分野において研究開発の努力を継続している。

一例では、本開示の翼フラップは、フラップ本体、及び、フラップ本体の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材を含む。

一例では、本開示の航空機翼は、翼本体及び翼フラップを含む。翼フラップは、翼本体に可動に連結されたフラップ、及び、フラップ本体の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材を含む。

一例では、本開示の方法は、トルク部材をフラップ本体の少なくとも一部と一体に成形して、翼フラップを形成するステップを含む。フラップ本体は、航空機の翼に可動に連結されるよう構成される。トルク部材は、航空機のフラップアクチュエータに連結されるよう構成される。

本開示の翼フラップの他の実施例は、以下の詳細な説明、添付の図面及び別記の特許請求の範囲により明確となるであろう。

航空機の一例の概略斜視図である。 図１の航空機の翼の一例の概略斜視図である。 開示される翼フラップの一例の概略斜視図である。 航空機の一部の一例の概略内部斜視図であり、航空機の胴体の開口を通って延びる、本開示の翼フラップのトルク部材の一例を示す。 本開示の翼フラップの一例の概略部分斜視図である。 開示の翼フラップの一例の概略正面断面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略部分平面図である。 本開示の翼フラップの一例の概略斜視図である。 本開示の方法の一例のフロー図である。 航空機の製造及び保守方法の一例のフロー図である。

以下の詳細な説明は、添付図面を参照している。添付図面は、本開示によって説明された具体的な実施例を示している。異なる構造及び工程を有する他の実施例が本開示の範囲から逸脱するものではない。同様の参照番号は、異なる図面における同じ特徴、要素、又は構成要素を表わし得る。

本開示による主題の例示的且つ非網羅的な実施例が以下に提供される。これらは特許請求されるか或いはされないこともある。

図１は、航空機２００の例示である。例示では、航空機２００が固定翼機である。航空機２００は、胴体２０２、一組の翼２１４（個別に翼２１４ということがある）、及び推進システム２１６を含む。航空機２００は、電気システム２２６、油圧システム２２８、及び／又は環境システム２３０などであるがこれらに限定されない複数の高レベルシステムも含む。任意の数の他のシステムが含まれてよい。

胴体２０２は航空機２００の主要本体であり、乗務員、一以上の乗客、及び／又は貨物を保持するように構成された、任意の適切な中央構造を含む。例示では、胴体２０２は長細く、概して円筒形の胴体である。胴体２０２は、胴体２０２の前端における機首部分と、胴体２０２の後端における機尾部分とを含む。本書で用いる語「前（ｆｏｒｗａｒｄ）」及び「後（ａｆｔ）」は当業者に知られた通常の意味であり、航空機２００の移動方向に対する位置をいう。機尾部分は、垂直安定板２４０と水平安定板２３８も含み得る。

胴体２０２は、内部２２４を画定する機体２２２を含み、内部２２４は客室及び／又は貨物室を含み得る。翼フェアリング構造２２０（例えば、胴体／翼フェアリング）が、胴体２０２と翼２１４との間の各境界に設けられてもよく、胴体２０２の近傍（胴体２０２又はその近位）から関連付けられた翼２１４の近傍まで延びていてもよい。

翼２１４は、航空機２００に揚力をもたらすように構成された任意の適切な翼型構造を含む。例示では、翼２１４が、胴体２０２の下方部分から延びる長細い構造であり、スウェプト翼でテーパ状の平面形状である。他の例では、翼２１４が直線又はデルタ形状である。更に別の例では、翼２１４が、台形、定形、楕円、半楕円、又は当技術分野で知られている他の構成である。

例示では、推進システム２１６は、例えばパイロンで翼２１４に取り付けられた２つのターボファンエンジンを含む。一例では、各エンジンがナセルに収容されており、吸気口とノズルを含む。他の例では、エンジンが胴体２０２又は他の航空機構造、例えば機尾部分に取り付けられ得る。他の様々な例では、推進システム２１６がより多いか或いは少ないエンジンを含んでいてもよく、他のタイプのエンジン（例えば、ターボプロップエンジン）が用いられていてもよい。

航空機２００は様々な 飛行操縦翼面２３２を含む。飛行操縦翼面２３２は、航空機２００の飛行及び空力特性を調整、制御するのに用いられる任意の枢動式空力装置を含む。飛行操縦翼面２３２の例としては、翼２１４の後端に位置する胴体側フラップ２０８及び／又は機外側フラップ２１８、水平安定板２３８の後端に位置する昇降舵２３４、垂直安定板２４０の後端に位置するラダー２３６、並びにその他の操縦翼面、例えば前端フラップ、エルロン、及びスポイラなどがある。本書で用いる語「胴体側（ｉｎｂｏａｒｄ）」及び「機外側（ｏｕｔｂｏａｒｄ）」は当業者に知られた通常の意味を有し、航空機２００の中心線に対する位置をいう。

一例では、胴体側フラップ２０８（集合的に胴体側フラップ２０８ということがある）及び／又は機外側フラップ２１８（集合的に機外側フラップ２１８ということがある）が、翼２１４の後縁に取り付けられて、翼２１４に対して枢動、回転、及び／又は並進（例えば、前方に後方に）するように構成された、任意の適切な構造物を含む。胴体側フラップ２０８及び／又は機外側フラップ２１８は、翼２１４の揚力特性を変化させるように構成されている。胴体側フラップ２０８及び／又は機外側フラップ２１８は、少なくとも、上げ（収容、格納、又は「フラップアップ」）位置と、下げ（展開、拡張、又は「フラップダウン」）位置との間で可動である。一例では、胴体側フラップ２０８及び／又は機外側フラップ２１８が、一定の軸周りを枢動可能である。一例では、胴体側フラップ２０８及び／又は機外側フラップ２１８が、一般に弧状の湾曲した所定の経路に沿って枢動する。

一例では、航空機２００がフラップアクチュエータ２６０も含む。フラップアクチュエータ２６０は、胴体側フラップ２０８を作動させるために、各翼２１４に関連付けられている。一例では、フラップアクチュエータ２６０が、胴体２０２又は翼フェアリング構造２２０内に位置するか収容されたモータ駆動アームを含む。

一例では、トルク部材２１０がフラップアクチュエータ２６０を、関連する胴体側フラップ２０８に連結し、作動／非作動（例えば、下げ／上げ）力を、フラップアクチュエータ２６０から関連する胴体側フラップ２０８へと伝達する。トルク部材２１０は、航空機２００の開口２０６（例えば、胴体２０２又は翼フェアリング構造２２０の開口２０６）を通って延びている。航空機２００の開口２０６は、胴体側フラップ２０８が上げ下げされる際のトルク部材２１０の移動経路を収容するような寸法形状である。

図２は翼２１４の例示である。翼２１４は様々な翼構造のいずれであってもよく、翼本体２５８を含む。翼本体２５８は、上方翼板２４６、下方翼板２４８、上方翼板２４６と下方翼板２４８との間で延びる複数の翼桁２５０、並びに上方翼板２４６と下方翼板２４８の間で延びる複数の翼リブ２５２を含むがこれらに限定されない様々な構造部材で形成されている。これらの構造部材は、様々な種類のファスナによる連結、共硬化、又は一体成形を含むがこれらに限定されない様々な方法のうち任意のものによって、互いに連結されている。翼桁２５０は、翼２１４の翼付け根２５４と翼２１４の翼先端２５６との間で翼長方向に延びている。翼リブ２５２は、翼２１４の前縁２４４と翼２１４の後縁２４２との間で翼弦方向に延びている。翼２１４は、翼フラップ１００を更に含む。本開示の翼フラップ１００の一例は翼２１４に、翼２１４の後縁２４２において翼付け根２５４の近傍で可動に連結されている。

図３-１９を参照すると、翼フラップ１００の様々な例が示されている。本開示の翼フラップ１００は、フラップ本体１６４と、フラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材１０８とを含む。トルク部材１０８は、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から胴体側方向に延びている。本書で用いる句「一体に成形」は、部品（例えば、構成要素やコンポーネント）が一体物の部分であるか、部分に関連しているか、或いは部分に属していることをいう。そのような部分は、単に相互連結された部分というより、形成中に有機的に結びつくか或いは繋がって一体物を形成する。

一例では、トルク部材１０８が、フラップ本体１６４の少なくとも１つの構造部材１９８（図６及び７）と一体に成形されている。本書で用いる句「構造部材」は、翼フラップ１００を部分的に形成している複数の構造部材１９８のうちの任意のものについて、翼フラップ１００に加わる荷重を担持するか或いは応力に反応するように構成された耐荷要素をいう。翼フラップ１００を部分的に形成する構造部材１９８は一般に、桁、リブ、ストリンガなどを含むがこれらに限定されない。例えば、フラップ本体１６４とトルク部材１０８が、例えば翼フラップ１００に沿って翼長方向に延びる桁１０６などの構造部材１９８を共有することがある。一例では、フラップ本体１６４が外板（例えば、上方外板１０２と下方外板１０４）及び複数の桁１０６を含み、トルク部材１０８が、フラップ本体１６４から胴体側方向に延びる複数の桁１０６のうちの少なくとも１つの一部分によって一体に成形されている。したがって、下記で詳述するように、翼フラップ１００は上方外板１０２と下方外板１０４を含む。翼フラップ１００は、上方外板１０２と下方外板１０４との間で延びる複数の桁１０６を更に含む。

トルク部材１０８がフラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されていることで、フラップ本体１６４の既存の構造の一部分を用いてトルク部材１０８の少なくとも一部分を形成するので、翼フラップ１００のコスト、複雑さ、及び／又は重量が低減され得る。一例として、トルク部材１０８がフラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されていることで、典型的には、トルク部材、例えば従来型のトルクチューブを航空機翼の胴体側フラップに連結することに関する複雑さやコストが低減され得る。例えば、翼フラップ１００の既存の構造部材１９８（例えば桁１０６）の一部分からトルク部材１０８を形成すれば、金属（例えば、チタンや鋼）のトルクチューブを製造するのに比べてコストが抑えられ、金属製トルクチューブを翼フラップに組み付けたり接合したりするよりも部品や時間を削減でき、なおかつジョイント部分にできる荷重集中部位を減らすことができる。

別の例として、トルク部材１０８がフラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されることで航空機翼の重量が減り、航空機翼及び／又は航空機の製造に関わるコストが削減される。例えば、翼フラップ１００の既存の構造部材１９８（例えば桁１０６）の一部分からトルク部材１０８を形成すれば、金属製トルクチューブを翼フラップに連結するよりもジョイントが少なくて済む。別の例として、既存の炭素繊維製の構造部材１９８の一部分からトルク部材１０８を形成すれば、腐食の可能性が減り、金属製トルクチューブよりも耐久性が向上する。更に別の例として、フラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材１０８は、翼フラップに連結された金属製トルクチューブよりも剛性が高く、構造上の撓みが抑えられるので有利である。

翼フラップ１００は航空機２００の翼２１４の胴体側フラップ２０８の一例であり、トルク部材１０８は胴体側フラップ２０８（図１）のトルク部材２１０の一例である。他の例では、本開示の教示が、航空機２００の一以上の他の飛行操縦翼面２３２に適用され得る。

一例では、翼フラップ１００が、翼２１４の後縁２４２において翼２１４の翼本体２５８（図１及び２）に取り付けられるか或いはその他の方法で可動に連結された、任意の適切な枢動構造を含む。一例では、翼フラップ１００が、航空機２００の胴体２０２の翼フェアリング構造２２０に隣接して位置する。翼フラップ１００の作動中、翼の揚力特性を変化させるために、翼フラップ１００は少なくとも上げ（収容、格納、又は「フラップアップ」）位置と下げ（展開、拡張、又は「フラップダウン」）位置との間で可動である。

図３を参照すると、フラップ本体１６４は、胴体側端部１２４と、胴体側端部１２４に対向する機外側端部１２６とを含む。フラップ本体１６４は、前端１１２と前端１１２に対向する後端１１６とを含む。トルク部材１０８は、胴体側端部１８０と、胴体側端部１８０に対向する機外側端部１７８とを含む。一例では、トルク部材１０８がフラップ本体１６４の胴体側端部１２４と一体であり、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から外へ胴体側方向に延びている。

一例では、トルク部材１０８が、フラップ本体１６４の前端１１２の方向或いはその近傍（例えば、前端１１２に或いはその近位に）位置する。一例では、トルク部材１０８が、フラップ本体１６４の後端１１６の方向或いはその近傍に位置する。一例では、トルク部材１０８が、フラップ本体１６４の前端１１２と後端１１６との間、例えばフラップ本体１６４の中間部分の近傍に位置する。

一例では、トルク部材１０８が、胴体側端部１２４から見たときのフラップ本体１６４の断面形状に少なくとも部分的に一致する、即ち一部分に一致する、断面形状を有する。トルク部材１０８の断面形状が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４においてフラップ本体１６４の断面形状と少なくとも部分的に一致することで、トルク部材１０８のフラップ本体１６４への連結に関する複雑さが低減し、翼フラップ１００及び／又は航空機２００の空力特性に及ぼすトルク部材１０８の影響が削減され得る。本書で用いる、少なくとも部分的に一致する断面形状を有した複数の構成要素とは、サイズ及び／又は寸法形状が一致するものであり得るが、そうでなくともよい。

一例では、トルク部材１０８が非円形の断面形状を有する。一例として、トルク部材１０８が多角形の断面形状を有する。例示では、トルク部材１０８が矩形の断面形状を有する。他の例示的な実施例では、トルク部材１０８が、直線状の辺と弧状の辺の組み合わせを含む断面形状を有する。例えば、３つの実質的に直線状の辺と、２つの直線状の辺を繋ぐ４つの弧状の辺とを有し、概して矩形の断面形状を形成している。

一例では、トルク部材１０８が、前壁１５６、前壁１５６に対向する後壁１５８、上壁１６０、及び上壁１６０に対向する下壁１６２を含むか、或いはこれらで少なくとも部分的に形成されている。前壁１５６、後壁１５８、上壁１６０、及び下壁１６２のうちの少なくとも１つがフラップ本体１６４と一体に成形されている。一例では、上壁１６０と下壁１６２のうちの少なくとも１つが、胴体側端部１２４から見たときにフラップ本体１６４の一部分に一致する外形を有する。

壁１５６、後壁１５８、上壁１６０、及び下壁１６２の各々の外形は、胴体側端部１２４から見たトルク部材１０８の断面形状を画定する。一例では、前壁１５６、後壁１５８、上壁１６０、及び下壁１６２のうちの一以上の外形が平面状である。一例では、前壁１５６、後壁１５８、上壁１６０、及び下壁１６２のうちの一以上の外形が湾曲している。

図４を参照すると、翼フラップ１００のフラップ本体１６４は、胴体２０２に形成された開口２０６を通って延びるトルク部材１０８によって、上げ位置と下げ位置との間で作動又は動かされる。開口２０６は、トルク部材１０８及び関連付けられたフラップ本体１６４の作動中の全範囲の動きを可能するように構成されている。一例では、フラップアクチュエータ２６０が、フラップキャリッジ機構ともよく称されるフラップ支持機構２１２と、フラップ支持機構２１２に作動可能に連結されたモータ駆動アクチュエータ（図示せず）とを含む。一例では、トルク部材１０８の胴体側端部１８０がフラップ支持機構２１２に連結される。

図４は、概して上げ位置にある翼フラップ１００を示しており、トルク部材１０８が、胴体２０２の開口２０６を通って延びておりフラップ支持機構２１２に連結されている。一例では、トルク部材１０８が、回転軸１８４周りで回転するように構成されているか、或いは回転させられるように構成されており、フラップ本体１６４を翼２１４に対して枢動又は回転させる。これに代えて或いは加えて、一例では、トルク部材１０８が、移動経路１８６に沿って前方か後方に並進するように構成されているか、或いは並進させられるように構成されおり、フラップ本体１６４を前方／上げ位置と後方／下げ位置との間で動かす。一例では、移動経路１８６が弧状であり、したがって開口２０６が長細い弧状であることで、作動中の翼フラップ１００（トルク部材１０８、及び関連づけられているフラップ本体１６４）全範囲の動きが可能となる。トルク部材１０８の回転により、翼フラップ１００の作動中にフラップ本体１６４が回転軸１８４周りで枢動することができる。一例では、回転軸１８４がトルク部材１０８の中心の長手方向軸である。

一例では、トルク部材１０８が、トルク部材１０８の機外側端部１７８に位置しフラップ支持機構２１２に連結されるように構成された、取り付けフランジ１８２も含む。一例では、フラップ支持機構２１２が、キャリアビームともよく称されるキャリア機構２６２を含む。キャリア機構２６２はトルク部材１０８の胴体側端部１８０に連結され、フラップ支持機構２１２の作動中に動きをトルク部材１０８に伝達する。一例では、キャリア機構２６２が、取り付けフランジ１８２に枢動可能に連結されてトルク部材１０８の回転及び並進の動きを可能にし、トルク部材１０８の瞬間回転中心が移動経路１８６に沿って変化する、一以上のリンク部材を含む。

図５を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４の近傍でフラップ本体１６４に連結された胴体側フラップフェアリング１９０を含む。翼フラップ１００の作動中、胴体側フラップフェアリング１９０は、翼フラップ１００と共に胴体２０２に対して動く。一例では、翼フラップ１００が、トルク部材１０８に連結されたドア１８８も含む。ドア１８８は、翼フラップ１００の作動中にトルク部材１０８と共に動き、ドア１８８が胴体２０２の開口２０６（図４）の少なくとも一部分を覆うように、胴体２０２に対して位置している。

図６-８を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、上方外板１０２（上方外板１０２は図７及び８では図示せず）、上方外板１０２に対向する下方外板１０４、及び、上方外板１０２と下方外板１０４との間で延びる複数の桁１０６（個別に桁１０６、集合的に桁１０６ともいう）を含む。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの少なくとも１つと一体に成形されている。一例では、トルク部材１０８が、上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方と一体に成形されている。

一例では、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４が、桁１０６に恒久的に連結されている。例として、上方外板１０２及び下方外板１０４の一方又は双方が、様々な種類のファスナ（図示せず）で桁１０６に接続されるか、桁１０６が上方外板１０２及び／又は下方外板１０４の一方又は双方と共硬化されるか、桁１０６が上方外板１０２及び／又は下方外板１０４の一方又は双方と構造的に接合（例えば、接着接合）されるか、又はそれらの組み合わせであり得る。

図６を参照すると、一例では、桁１０６の各々が、上桁キャップ１７０、上桁キャップ１７０に対向する下桁キャップ１７２、及び上桁キャップ１７０と下桁キャップ１７２との間で延びる桁ウェブ１７４を含む。上桁キャップ１７０は上方外板１０２に連結され、下桁キャップ１７２は下方外板１０４に連結されている。桁１０６の各々は、上桁キャップ１７０、下桁キャップ１７２、及び桁ウェブ１７４の相対的な構成によって定められる様々な断面形状のうちの１つを有する。一例では、桁１０６のうちの少なくとも１つが、桁１０６の長手軸に沿って一定の断面形状を有する。一例では、桁１０６のうちの少なくとも１つが、桁１０６の長手軸に沿って変化するか或いは一定でない断面形状を有する。

桁１０６の一例で、桁ウェブ１７４の一端は上桁キャップ１７０の端部に接続され、桁ウェブ１７４の他端は桁キャップ１７２の端部に接続され、上桁キャップ１７０と下桁キャップ１７２の双方が、桁ウェブ１７４（断面がＣ字形状又はＵ字形状を有するとされる）の同じ側から突出する。

桁１０６の一例で、桁ウェブ１７４の一端は上桁キャップ１７０の中間部分（例えば、上桁キャップ１７０の端部間）に接続され、桁ウェブ１７４の他端は、下桁キャップ１７２の中間部分（例えば、下桁キャップ１７２の端部間）に接続され、上桁キャップ１７０と下桁キャップ１７２の双方が、桁ウェブ１７４の両側から突出する（断面がＩ字形状又はＨ字形状を有するとされる）。

図７及び８を参照すると、本開示の翼フラップ１００のトルク部材１０８は、翼フラップ１００の少なくとも１つの構造部材１９８（図７）の一体に成形された延長部によって、少なくとも部分的に形成されている。構造部材１９８はフラップ本体１６４も少なくとも部分的に形成する。一例では、桁１０６のうちの少なくとも１つが、桁主要部分１４８と、桁主要部分１４８から同軸に延びる桁延長部分１５０とを含む。フラップ本体１６４は、桁１０６のうちの少なくとも１つの桁主要部分１４８によって部分的に形成されており、トルク部材１０８は、桁１０６のうちの少なくとも１つの桁延長部分１５０によって部分的に形成されている。一例では、桁主要部分１４８と桁延長部分１５０が同じ断面形状及び同じ寸法形状を有する。一例では、桁主要部分１４８と桁延長部分１５０が種々の同じ断面形状及び／又は異なる寸法形状を有する。

一例では、桁主要部分１４８が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６とフラップ本体１６４の胴体側端部１２４との間で翼長方向に延びる。桁主要部分１４８は、フラップ本体１６４の構造部材又は耐荷要素である。桁延長部分１５０は、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から胴体側方向に延びる。桁延長部分１５０は、トルク部材１０８の構造部材又は耐荷要素である。

桁主要部分１４８と桁延長部分１５０は、桁１０６の一体構造すなわち本体を形成する単一の部品又は単一のピースとして、一体に成形されている。桁１０６は任意の適切な構造材で形成され得る。一例では、桁１０６が金属材料で形成される。一例では、桁１０６が複合材で形成される。複合材の一例は、繊維（例えば、ガラス、炭素、アラミドなど）で強化されたポリマーマトリクス（例えば、熱硬化性樹脂又は熱可塑性ポリマー）を含む繊維強化ポリマーである。一例として、複合材は、炭素繊維強化ポリマーである。

一例では、上方外板１０２と下方外板１０４のうちの少なくとも一方が、外板主要部分１５２と、外板主要部分１５２から延びる外板延長部分１５４とを含む。フラップ本体１６４は外板主要部分１５２によって部分的に形成され、トルク部材１０８は外板延長部分１５４によって部分的に形成されている。

一例では、外板主要部分１５２が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で翼長方向に、フラップ本体１６４の前端１１２と後端１１６との間で翼弦方向に延びている。外板延長部分１５４は、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から胴体側方向に延びている。

外板主要部分１５２と外板延長部分１５４は、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４の一体構造を形成する単一の部品又は単一のピースとして、一体に成形される。上方外板１０２及び／又は下方外板１０４は、任意の適切な構造材で形成され得る。一例では、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４が金属材料で形成される。一例では、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４が複合材で形成される。複合材の一例は、繊維（例えば、ガラス、炭素、アラミドなど）で強化されたポリマーマトリクス（例えば、熱硬化性樹脂又は熱可塑性ポリマー）を含む繊維強化ポリマーである。一例として、複合材は炭素繊維強化ポリマーである。

一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの１つの桁の桁延長部分１５０で形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの２つの桁の桁延長部分１５０で形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの３つの桁の桁延長部分１５０で形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの１つの桁の桁延長部分１５０と、フラップ本体１６４に連結された延長部材１４６（図１４）とで形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの２つの桁の桁延長部分１５０と、延長部材１４６とで形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの２つの桁の桁延長部分１５０と、桁１０６のうちの２つの桁の桁延長部分１５０に連結された少なくとも１つの延長リブ１７６（図１３）とで形成される。一例では、トルク部材１０８が、桁１０６のうちの１つの桁延長部分１５０、桁延長部分１５０、及び少なくとも１つの延長リブ１７６で形成される。これらの例のうちいずれかで、トルク部材１０８が、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４のうちの少なくとも一方の外板延長部分１５４で形成されてもよい。

一例では、図３で最もよく示されているように、桁１０６のうちの第１の桁の桁延長部分１５０が、トルク部材１０８の前壁１５６を形成し、桁１０６のうちの第２の桁の桁延長部分１５０がトルク部材１０８の後壁１５８を形成し、上方外板１０２の外板延長部分１５４がトルク部材１０８の上壁１６０を形成し、下方外板１０４の外板延長部分１５４がトルク部材１０８の下壁１６２を形成する。桁１０６のうちの第１の桁及び桁１０６のうちの第２の桁（図３では見えないが）の桁主要部分１４８と、上方外板１０２の及び下方外板１０４の外板延長部分１５４が、フラップ本体１６４のフラップ構造を少なくとも部分的に形成している。

図８を参照すると、一例では、フラップ本体１６４が追加の構造要素も含む。一例では、フラップ本体１６４が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で延びている追加の桁１０６も含む。一例では、フラップ本体１６４が、上方外板１０２と下方外板１０４との間で延びている複数のリブ１６６（個別にリブ１６６ともいう）も含む。一例では、リブ１６６が、桁１０６の隣り合うペアの間を翼弦方向に延びる。

図９-１８を参照すると、一例では、複数の桁１０６が、フラップ本体１６４の前端１１２の近傍に位置する前桁１１０を含む。一例では、複数の桁１０６が、翼フラップ１００の後端１１６の近傍に位置する後桁１１４も含む。一例では、複数の桁１０６が、前桁１１０と後桁１１４と間に位置する中間桁１１８も含む。図９-１８で上方外板１０２は図示されていない。

図９-１４を参照すると、本開示の翼フラップ１００の例で、前桁１１０は、前桁主要部分１２０と、前桁主要部分１２０から同軸に胴体側方向に延びる前桁延長部分１２２とを含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延び、前桁延長部分１２２が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。前桁１１０を、トルク部材１０８をフラップ本体１６４と一体に成形する翼フラップ１００の共通の構造部材として用いることで、トルク部材１０８は当然ながらフラップ本体１６４の前端１１２の方向に或いはその近傍に配置される。

図９を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延び、前桁延長部分１２２が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、中間桁１１８が、中間桁主要部分１３２と、中間桁主要部分１３２から同軸に胴体側方向に延びる中間桁延長部分１３４とを含む。フラップ本体１６４は、中間桁主要部分１３２によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、中間桁主要部分１３２が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、後桁１１４及び／又は任意の付加的な桁１０６が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で終端する。一例では、後桁１１４が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で延びており、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で終端する。フラップ本体１６４は、後桁１１４よって部分的に形成されている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４に位置する一以上の胴体側リブ１６８（個別に胴体側リブ１６８ということがある）も含む。胴体側リブ１６８は、リブ１６６（図８）のうちの１つの一例である。一例では、胴体側リブ１６８が、隣り合う桁１０６のペアの間で延びている。一例では、胴体側リブ１６８が、隣り合う桁１０６のペアの桁主要部分１４８と桁延長部分１５０との間の移行部の近傍に位置する。胴体側リブ１６８は、桁１０６間の荷重を再分配するように構成されている。

一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０と中間桁１１８との間で延び且つこれらに連結された、胴体側リブ１６８のうちの第１の胴体側リブを含む。例えば、胴体側リブ１６８のうちの第１の胴体側リブは、一端が、前桁主要部分１２０と前桁延長部分１２２との移行部の近傍に位置し、対向端が、中間桁主要部分１３２と中間桁延長部分１３４との移行部の近傍に位置する。一例では、翼フラップ１００が、中間桁１１８と後桁１１４との間で延び且つこれらに連結された、胴体側リブ１６８のうちの第２の胴体側リブも含む。例えば、胴体側リブ１６８のうちの第２の胴体側リブは、一端が、中間桁主要部分１３２と中間桁延長部分１３４との移行部の近傍に位置し、対向端が、後桁１１４の終端（例えば、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４）の近傍に位置する。

一例では、桁１０６のうちの２つ以上が互いに対して平行である。一例では、隣り合う桁１０６のペアが互いに対して平行である。本書で用いる語「平行」は当業者に知られた通常の意味を有し、桁１０６のうちの１つを通って長手方向に延びる第１の線と、桁１０６のうちの別の１つを通って長手方向に延びる第２の線とが共通の平面を有しており、第１の線と第２の線の互いに対する距離が等しい、という状態をいう。本書で用いる語「平行」は、厳密な平行とほぼ平行（すなわち、平行に近く、所望の機能が果たされるか或いは所望の結果が達成される状態）を含む。

図１０及び１１を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０と中間桁主要部分１３２によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０及び中間桁主要部分１３２が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２及び中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、後桁１１４が、後桁主要部分１２８と、後桁主要部分１２８から同軸に延びる後桁延長部分１３０とを含む。フラップ本体１６４は、後桁主要部分１２８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、後桁主要部分１２８が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０が、トルク部材１０８の機外側端部１７８から胴体側端部１８０まで延びている。

一例では、桁１０６のうちの２つ以上が互いに対して平行でない。一例では、隣り合う桁１０６のペアが互いに対して平行でない。一例では、桁１０６のうちの２つ以上が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で（例えば、胴体側端部１８０で又はその近位で）互いに向かって集束している。例えば、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４のうちの少なくとも２つが、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で、互いに向かって集束している。

一例では、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で互いに向かって集束している。前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４が互いに向かって集束することで、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、且つトルク部材１０８の胴体側端部１８０において、前桁１１０と中間桁１１８との間の距離が短くなり、中間桁１１８と後桁１１４との間の距離が短くなる。前桁１１０と中間桁１１８との間の距離が短くなることで、胴体側リブ１６８が前桁１１０と中間桁１１８との間で延びている（図９）必要がなくなり得る。中間桁１１８と後桁１１４との間の距離が短くなることで、胴体側リブ１６８が中間桁１１８と後桁１１４との間で延びている（図９）必要がなくなり得る。

図１０を参照すると、一例では、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で、中間桁１１８が前桁１１０の方に向けられるよう、中間桁１１８が、前桁１１０に直角であり且つ前桁１１０から延びる線に対して鋭角に向いている。トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で後桁１１４が中間桁１１８の方に向けられるよう、後桁１１４は、中間桁１１８に直角であり且つ中間桁１１８から延びる線に対して鋭角に向いている。

図１１を参照すると、一例では、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で、中間桁１１８が前桁１１０の方に向けられるよう、中間桁１１８が、前桁１１０に直角であり且つ前桁１１０から延びる線に対して鋭角に向いている。後桁１１４の第１の区域１１４Ａは、前桁１１０に対して平行に向けられている。トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で、後桁１１４の第２の区域１１４Ｂが中間桁１１８の方に向けられるよう、後桁１１４の第２の区域１１４Ｂは、中間桁１１８に直角でありかつ中間桁１１８から延びる線に対して鋭角に向いている。

一例では、図１０及び１１に示すように、桁１０６がフラップ本体１６４の前端１１２に向かって集束している。他の例では、桁１０６がフラップ本体１６４の後端１１６に向かって集束する。

一例では、翼フラップ１００が前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０、中間桁１１８、及び後桁主要部分１２８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２及び後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０、中間桁１１８、及び後桁主要部分１３２が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２及び後桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。前桁１１０及び後桁１１４が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で互いに向かって集束している。前桁１１０及び後桁１１４が互いに向かって集束することで、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、且つトルク部材１０８の胴体側端部１８０において、前桁１１０と後桁１１４との間の距離が短くなる。

一例では、翼フラップ１００が前桁１１０と後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０と後桁主要部分１２８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２及び後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０及び後桁主要部分１２８が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２及び後桁延長部分１３０が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。一例では、前桁１１０及び後桁１１４が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍で互いに向かって集束している。前桁１１０及び後桁１１４が互いに向かって集束することで、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、且つトルク部材１０８の胴体側端部１８０において、前桁１１０と後桁１１４との間の距離が短くなる。

図１２を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０、中間桁主要部分１３２、及び後桁１１４によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０、中間桁主要部分１３２、及び後桁１１４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２及び中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４に連結されて前桁１１０の前桁延長部分１２２と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間に位置する、延長部材１４６も含む。トルク部材１０８は延長部材１４６によって部分的に形成されている。

一例では、延長部材１４６が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から外へ、トルク部材１０８の胴体側端部１８０へ胴体側方向に延びている。延長部材１４６は、フラップ支持機構２１２（図１）からトルク部材１０８を介してフラップ本体１６４へ作動力を伝達するのに十分な任意の適切な方式で、フラップ本体１６４に連結されている。

一例では、延長部材１４６が、前桁１１０と中間桁１１８との間で延び且つこれらに連結された、胴体側リブ１６８に連結されている。一例では、胴体側リブ１６８が、垂直に向き且つ胴体側リブ１６８の胴体側の面に位置する、スティフナ又はフランジを含む。延長部材１４６は、胴体側リブ１６８のスティフナに締結（例えばボルト留め）される。延長部材１４６の機外側端部を胴体側リブ１６８に連結するのに任意の他の適切なジョイントが用いられてよい。延長部材１４６と胴体側リブ１６８は任意の適切な構造材で形成され得る。一例では、延長部材１４６と胴体側リブ１６８の一方又は両方が金属材料で形成される。一例では、延長部材１４６及び胴体側リブ１６８の一方又は両方が複合材（例えば、炭素繊維強化ポリマー）で形成されている。

図１３を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０、中間桁主要部分１３２、及び後桁１１４によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０、中間桁主要部分１３２、及び後桁１１４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２及び中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０の前桁延長部分１２２と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間で延び且つこれらに連結された、延長リブ１７６も含む。トルク部材１０８は延長リブ１７６によって部分的に形成されている。

一例では、延長リブ１７６が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間の様々な位置のうち任意のものに位置する。延長リブ１７６は、翼フラップ１００の作動中、前桁１１０の前桁延長部分１２２と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間で荷重を再分配するように構成されている。一例では、延長リブ１７６は、上方外板１０２と下方外板１０４の間で延びており、且つ／或いは、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４に連結されている。

一例では、図１３に示すように、翼フラップ１００が複数の延長リブ１７６を含む。一例では、延長リブ１７６が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間でトルク部材１０８に沿って等間隔にある。延長リブ１７６の数は、例えば、トルク部材１０８に加わる荷重、トルク部材１０８のフェイルセーフ要件、及びトルク部材１０８に求められる剛性に応じて異なり得る。一例では、延長リブ１７６のうちの１つが、トルク部材１０８の胴体側端部１８０の近傍に位置する。一例では、少なくとも１つの別の延長リブ１７６が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間、例えば、トルク部材１０８の胴体側端部１８０に位置する延長リブ１７６のうちの当該１つと胴体側リブ１６８との間に位置する。

図１４を参照すると、一例では、翼フラップ１００は前桁１１０と後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、前桁主要部分１２０と後桁１１４によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、前桁延長部分１２２によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２０及び後桁１１４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、前桁延長部分１２２が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、前桁１１０と後桁１１４との間で延びる胴体側リブ１６８も含む。一例では、翼フラップ１００が、胴体側リブ１６８に連結された延長部材１４６も含む。トルク部材１０８は延長部材１４６によって部分的に形成されている。

図１４では図示していないが、一例では翼フラップ１００が、前桁１１０の前桁延長部分１２２と延長部材１４６との間で延びている少なくとも１つの延長リブ１７６（図１３）も含む。トルク部材１０８は延長リブ１７６と延長部材１４６によって部分的に形成されている。

図１５‐１８を参照すると、本開示の翼フラップ１００の例で、後桁１１４は、後桁主要部分１２８、及び後桁主要部分１２８から同軸に胴体側方向に延びる後桁延長部分１３０を含む。フラップ本体１６４は、後桁主要部分１２８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、後桁主要部分１２８が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。後桁１１４を、トルク部材１０８をフラップ本体１６４と一体に成形する翼フラップ１００の共通の構造部材として用いることで、トルク部材１０８は当然ながらフラップ本体１６４の後端１１６の方向に或いはその近傍に配置される。

図１５を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、後桁主要部分１２８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、後桁主要部分１２８が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、中間桁１１８は、中間桁主要部分１３２から同軸に胴体側方向に延びる、中間桁主要部分１３２及び中間桁延長部分１３４を含む。フラップ本体１６４は、中間桁主要部分１３２によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、中間桁主要部分１３２が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、前桁１１０、及び／又は、桁１０６のうちの任意の更なる桁が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で終端する。一例では、前桁１１０が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で延び、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で終端する。フラップ本体１６４は前桁１１０によって部分的に形成されている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４に位置する胴体側リブ１６８のうちの一以上も含む。一例では、翼フラップ１００が、後桁１１４と中間桁１１８との間で延び且つこれらに連結された、胴体側リブ１６８のうちの第１の胴体側リブを含む。例えば、胴体側リブ１６８のうちの第１の胴体側リブは、一端が、後桁主要部分１２８と後桁延長部分１３０の移行部の近傍に位置し、対向端が、中間桁主要部分１３２と中間桁延長部分１３４の移行部の近傍に位置する。一例では、翼フラップ１００が、中間桁１１８と前桁１１０との間で延び且つこれらに連結された、胴体側リブ１６８のうちの第２の胴体側リブも含む。例えば、胴体側リブ１６８のうちの第２の胴体側リブは、一端が、中間桁主要部分１３２と中間桁延長部分１３４との移行部の近傍に位置し、対向端が、前桁１１０の終端（例えば、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４）の近傍に位置する。

図１６を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、後桁主要部分１２８、中間桁主要部分１３２、及び前桁１１０によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０と中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、後桁主要部分１２８、中間桁主要部分１３２、及び前桁１１０が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０及び中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４に連結されて後桁１１４の後桁延長部分１３０と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間に位置する、延長部材１４６も含む。トルク部材１０８は延長部材１４６によって部分的に形成されている。

一例では、延長部材１４６が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から外へ、トルク部材１０８の胴体側端部１８０へ胴体側方向に延びている。一例では、延長部材１４６は、後桁１１４と中間桁１１８との間で延び且つこれらに連結された胴体側リブ１６８に連結されている。延長部材１４６は、フラップ支持機構２１２（図１）からトルク部材１０８を介してフラップ本体１６４へ作動力を伝達するのに十分な任意の適切な方式で、フラップ本体１６４に連結されている。

図１７を参照すると、一例では、翼フラップ１００が、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は、後桁主要部分１２８、中間桁主要部分１３２、及び前桁１１０によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０と中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている。一例では、後桁主要部分１２８、中間桁主要部分１３２、及び前桁１１０が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０及び中間桁延長部分１３４が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、後桁１１４の後桁延長部分１３０と中間桁１１８の中間桁延長部分との間で延び且つこれらに連結された、延長リブ１７６も含む。トルク部材１０８は延長リブ１７６によって部分的に形成されている。

一例では、延長リブ１７６は、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間の様々な位置のうち任意のものに位置する。延長リブ１７６は、翼フラップ１００の作動中、後桁１１４の後桁延長部分１３０と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間で荷重を再分配するように構成されている。一例では、図１７に示すように、翼フラップ１００が複数の延長リブ１７６を含む。一例では、延長リブ１７６が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間でトルク部材１０８に沿って等間隔にある。

図１８を参照すると、一例では、翼フラップ１００は前桁１１０と後桁１１４を含む。フラップ本体１６４は後桁主要部分１２８と前桁１１０によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている。一例では、前桁主要部分１２８及び後桁１１０が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４と機外側端部１２６との間で延びており、後桁延長部分１３０が、トルク部材１０８の機外側端部１７８と胴体側端部１８０との間で延びている。

一例では、翼フラップ１００が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において前桁１１０と後桁１１４との間で延びる胴体側リブ１６８も含む。一例では、翼フラップ１００が、胴体側リブ１６８に連結された延長部材１４６も含む。トルク部材１０８は延長部材１４６によって部分的に形成されている。

図１８では図示していないが、一例では、翼フラップ１００が、延長部材１４６の後桁延長部分１３０と後桁１１４との間で延びる少なくとも１つの延長リブ１７６（図１７）も含む。トルク部材１０８は、延長リブ１７６と延長部材１４６によって部分的に形成されている。

図９、１２、及び１３に示す例では、前桁１１０の前桁延長部分１２２がトルク部材１０８の前壁１５６（図３）を形成し、中間桁１１８の中間桁延長部分１３４がトルク部材１０８の後壁１５８（図３）を形成する。図１０及び１１に示す例では、前桁１１０の前桁延長部分１２２がトルク部材１０８の前壁１５６を形成し、後桁１１４の後桁延長部分１３０がトルク部材１０８の後壁１５８を形成する。図１４に示す例では、前桁１１０の前桁延長部分１２２がトルク部材１０８の前壁１５６を形成し、延長部材１４６がトルク部材１０８の後壁１５８を形成する。

図１５-１７に示す例では、後桁１１４の後桁延長部分１３０がトルク部材１０８の後壁１５８（図３）を形成し、中間桁１１８の中間桁延長部分１３４がトルク部材１０８の前壁１５６（図３）を形成する。図１８に示す例では、後桁１１４の後桁延長部分１３０がトルク部材１０８の後壁を形成し、延長部材１４６がトルク部材１０８の前壁１５６を形成する。

図９-１８に示す例では、上方外板延長部分ともいう上方外板１０２（図では見えない）の外板延長部分１５４が、トルク部材１０８の上壁１６０（図３）を形成し、下方外板延長部分ともいう下方外板１０４の外板延長部分１５４が、トルク部材１０８の下壁１６２を形成する。上方外板主要部分ともいう上方外板１０２の外板主要部分１５２がフラップ本体１６４の上方外板パネルを形成し、下方外板主要部分ともいう下方外板１０４の外板主要部分１５２が、フラップ本体１６４の下方外板パネルを形成する。

図１９を参照すると、一例では、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４の一方又は両方が、フラップ本体１６４のみを部分的に形成している。一例では、上方外板１０２及び／又は下方外板１０４の一方又は両方が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で延び、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で終端する。

一例では、翼フラップ１００が、上方外板延長部分に取って代わる上方外板延長部材１９４も含む。一例では、上方外板延長部材１９４が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０と機外側端部１７８との間で延びており、桁１０６のうちの少なくとも１つ、例えば隣り合う桁１０６のペア、又は桁１０６の桁延長部分１５０と延長部材１４６とに連結されている。トルク部材１０８は上方外板延長部材１９４によって部分的に形成されている。

一例では、翼フラップ１００が、下方外板延長部分に取って代わる下方外板延長部材１９６も含む。一例では、下方外板延長部材１９６が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０と機外側端部１７８との間で延びており、桁１０６のうちの少なくとも１つ、例えば隣り合う桁１０６のペア、又は桁１０６と延長部材１４６の桁延長部分１５０とに連結されている。トルク部材１０８は下方外板延長部材１９６によって部分的に形成されている。

図示の例では、上方外板１０２及び下方外板１０４の外板延長部分１５４、上方外板延長部材１９４、及び下方外板延長部材１９６が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０まで延びてそこで終端する。他の例では、上方外板１０２及び下方外板１０４の外板延長部分１５４、上方外板延長部材１９４、及び／又は下方外板延長部材１９６のうちの一以上が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０より手前で終端する。一例では、上方外板１０２及び下方外板１０４の外板延長部分１５４、上方外板延長部材１９４、及び／又は下方外板延長部材１９６が、トルク部材１０８の、トルク部材１０８が開口２０６（図４）を通って胴体２０２に入る点まで少なくとも延びる。

幾つかの航空宇宙用途では、安全な飛行と着陸を確保するためにフェイルセーフ手段が有益であり得る。フェイルセーフ手段の一例は、主要な荷重経路が不具合を起こすまで利用されない冗長的な荷重経路を備えることである。フェイルセーフ手段の別の例は、２つ以上の荷重経路を有することである。荷重経路のうちの任意の１つに不具合が生じたら他方の荷重経路に負荷を再分配する。各荷重経路は全荷重に応答することができる。フェイルセーフ手段の別の例では、所与の荷重経路を定めている各構造部材が適切な予備的耐荷能力を有することで、構造部材のうちの１つに不具合、損傷、又はその他の不良が生じた後でも、荷重経路が全荷重に応答できる。

幾つかの例、例えば図１０-１２及び１６に示す例示的な実施例では、本開示の翼フラップ１００のトルク部材１０８がフェイルセーフ構成を含む。一例では、隣り合う２つの桁１０６の桁延長部分１５０が、冗長な荷重経路を形成し得る。一例では、延長部材１４６、及び隣接する桁１０６の桁延長部分１５０が、冗長な荷重経路を形成し得る。ある例（図１０及び１１）では、前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４が第１の荷重経路を画定し、中間桁延長部分１３４後桁延と長部分１３０が第２の荷重経路を画定し、前桁延長部分１２２と後桁延長部分１３０が第３の荷重経路を画定する。ある例（図１２）では、前桁延長部分１２２と延長部材１４６が第１の荷重経路を画定し、延長部材１４６と後桁延長部分１３０が第２の荷重経路を画定し、前桁延長部分１２２と後桁延長部分１３０が第３の荷重経路を画定する。ある例（図１６）では、中間桁延長部分１３４と延長部材１４６が第１の荷重経路を画定し、延長部材１４６と後桁延長部分１３０が第２の荷重経路を画定し、中間桁延長部分１３４と後桁延長部分１３０が第３の荷重経路を画定する。これらの例で、荷重経路の各々は、翼フラップ１００に加わる全荷重に応答することができ、荷重経路の１つに（例えば、桁１０６のうちの１つが損傷した結果）生じた不具合は他の荷重経路に再分配され得る。一例では、冗長的な荷重経路のうちの１つに負荷がかかり、冗長的な荷重経路のうちの別の１つには負荷がかからない。負荷がかかっている荷重経路に不具合が生じると、負荷がかかっていない荷重経路に、負荷が再分配される。一例では、冗長的な荷重経路の各々に負荷がかかり、負荷がかかっている荷重経路のうちのいずれもが、他に不具合が生じると全荷重に応答できる。

ある例では、例えば図９、１３‐１５、１７、及び１８に示す例示的な実施例で、本開示の翼フラップ１００のトルク部材１０８がフェイルセーフ構成も含み得る。一例では、各桁１０６の桁延長部分１５０が、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。一例では、桁１０６の桁延長部分１５０と延長部材１４６とがそれぞれ、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。ある例（図９及び１３）では、前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４が、荷重経路を画定する。前桁延長部分１２２と中間桁延長部分１３４の各々が、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。ある例（図１５及び１７）では、中間桁延長部分１３４と後桁延長部分１３０が荷重経路を画定し、中間桁延長部分１３４と後桁延長部分１３０の各々が、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。ある例（図１４）では、前桁延長部分１２２と延長部材１４６が荷重経路を画定し、前桁延長部分１２２と延長部材１４６の各々が、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。ある例（図１８）では、後桁延長部分１３０と延長部材１４６が荷重経路を画定し、後桁延長部分１３０と延長部材１４６の各々が、翼フラップ１００に加わる全荷重を超える予備的耐荷能力を有する。

図２０を参照すると、例示的な方法１０００も示されている。一例では、方法１０００が、翼フラップ１００の形成に用いられる。一例では、方法１０００が、トルク部材１０８をフラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形して、翼フラップ１００を形成するステップ（ブロック１００２）を含む。フラップ本体１６４は、航空機２００の翼２１４に可動に連結されるように構成される。トルク部材１０８は、航空機２００のフラップアクチュエータ２６０に連結されるよう構成される。

一例では、方法１０００が、下方外板１０４、上方外板１０２、及び複数の桁１０６を提供するステップを含む（ブロック１００４）。本書で用いる語「提供する（ｐｒｏｖｉｄｉｎｇ）」では、設けられるアイテムが送達されるか或いは受け取られることを特に必要としない。用語「設ける」はむしろ、用いられるか或いはその他の方式で容易に利用できる状態や状況にあるアイテムについて言及するのに用いられる。複数の桁１０６のうちの少なくとも１つは、桁主要部分１４８、及び桁主要部分１４８から延びる桁延長部分１５０を含む。

一例では、方法１０００が、下方外板１０４、上方外板１０２、及び複数の桁１０６を接合するステップを含む（ブロック１００６）。上方外板１０２、及び複数の桁１０６を接合するのに、締結、共硬化、接着、又はこれらの組み合わせを含むがこれらに限定されない様々な方法や工程が用いられ得る。

一例では、方法１０００が、複数の桁１０６のうちの第１の桁の桁主要部分１４８で、フラップ本体１６４を部分的に形成するステップ（ブロック１００８）、及び、複数の桁１０６のうちの第１の桁の桁延長部分１０５で、トルク部材１０８を部分的に形成するステップ（ブロック１０１０）を含む。

一例では、方法１０００が、複数の桁１０６のうちの第２の桁の桁主要部分１４８で、フラップ本体１６４を部分的に形成するステップ（ブロック１０１２）、及び、複数の桁１０６のうちの第２の桁の桁延長部分１０５で、トルク部材１０８を部分的に形成するステップ（ブロック１０１４）を含む。或いは、方法１０００が、複数の桁１０６のうちの第３のもので、フラップ本体１６４を部分的に形成するステップ（ブロック１０１６）、及び、フラップ本体１６４に連結された延長部材１４６で、トルク部材１０８を部分的に形成するステップ（ブロック１０２０）を含む。一例では、方法１０００が、フラップ本体１６４を、複数の桁１０６のうちの第４のもので部分的に形成するステップを含む。

一例では、方法１０００が、フラップ本体１６４を、上方外板１０２の外板主要部分１５２で部分的に形成するステップ（ブロック１０２２）、及び、トルク部材１０８を上方外板１０２の外板延長部分１５４で部分的に形成するステップ（ブロック１０２４）を含む。或いは、方法１０００が、フラップ本体１６４を上方外板１０２で部分的に形成するステップ（ブロック１０２６）、及び、トルク部材１０８を上方外板延長部材１９４で部分的に形成するステップ（ブロック１０２８）を含む。

一例では、方法１０００が、フラップ本体１６４を、下方外板１０４の外板主要部分１５２で部分的に形成するステップ（ブロック１０３０）、及び、トルク部材１０８を下方外板１０４の外板延長部分１５４で部分的に形成するステップ（ブロック１０３２）を含む。或いは、方法１０００が、フラップ本体１６４を、下方外板１０４で部分的に形成するステップ（ブロック１０３４）、及び、トルク部材１０８を下方外板延長部材１９６で部分的に形成ステップ（ブロック１０３６）を含む。

一例では、方法１０００が更に、航空機２００の翼２１４の形成に用いられる。一例では、方法１０００が、翼フラップ１００のフラップ本体１６４を翼２１４の翼本体２５８に、翼２１４の後縁２４２において可動に連結するステップ（ブロック１０３８）を含む。方法１０００によれば、翼２１４の製造中に翼フラップ１００が翼２１４に連結される。或いは、方法１０００によれば、航空機２００の従来型の胴体側フラップが、例えば航空機２００の保守や修復中に翼フラップ１００に交換され得る。

一例では、方法１０００が更に、航空機２００の形成に用いられる。一例では、方法１０００が、翼２１４を航空機２００の胴体２０２に連結するステップを含む（ブロック１０４０）。一例では、方法１０００が、トルク部材１０８の胴体側端部１８０をフラップアクチュエータ２６０に作動可能に連結するステップを含む（ブロック１０４２）。一例では、トルク部材１０８が、胴体２０２の開口２０６を通って胴体２０２内に延びる。

一例では、方法１０００が翼フラップ１００の操作にも用いられる。一例では、方法１０００が、上げ位置と下げ位置との間で翼フラップ１００を作動させるステップを含む（ブロック１０４４）。一例では、フラップアクチュエータ２６０が、トルク部材１０８を介して、翼フラップ１００のフラップ本体１６４を翼２１４に対して枢動且つ／又は並進させる。

本開示の翼フラップ１００及び方法１０００の例は、潜在的に様々な用途、特に、例えば航空宇宙用途を含む輸送業に用いられ得る。ここで図１及び２１を参照すると、翼フラップ１００及び方法１０００の例は、図２１に示す航空機の製造及び保守方法１１００、並びに図１に示す航空機２００に関して使用され得る。本開示の実施例の航空機での用途は、翼フラップ１００の形成、及び翼フラップ１００の航空機２００の飛行操縦翼面としての使用を含み得る。

図２１に示すように、製造前の段階において、例示的な方法１１００は、航空機２００の仕様及び設計（ブロック１１０２）と、材料調達（ブロック１１０４）とを含み得る。航空機２００の製造段階では、航空機２００の構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）と、航空機２００のシステムインテグレーション（ブロック１１０８）とが行われ得る。その後、航空機２００は認可及び納品（ブロック１１１０）を経て運航（ブロック１１１２）される。本開示の翼フラップ１００及び方法１０００は、構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）及び／又はシステムインテグレーション（ブロック１１０８）の一部を形成し得る。定期的な保守及び点検（ブロック１１１４）は、例えば胴体側翼フラップの修復及び／又は交換など、航空機２００の一又は複数のシステムの修正、再構成、改修などを含み得る。

例示的な方法のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者、及び／又は顧客などのオペレータによって実行又は実施され得る。本の明細書の解釈上、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、及び主要システムの下請業者を含み得、第三者は、非限定的に、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み得、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。

本書で図示又は開示されている翼フラップ１００及び方法１０００の例は、図２１で示すフロー図の製造及び保守方法１１００のうちの任意の一以上の段階において利用され得る。例えば、構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）に対応する、翼フラップ１００や翼２１４などの構成要素又はサブアセンブリは、航空機２００の運航（ブロック１１１２）期間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式で、製作又は製造され得る。また、翼フラップ１００、方法１０００、又はこれらの組み合わせの一以上の例が、システムインテグレーション（ブロック１１０８）、及び／又は、認可及び納品（ブロック１１１０）中に利用されてもよい。同様に、翼フラップ１００、方法１０００、又はこれらの組み合わせの一又は複数の実施例が、例えば非限定的に、航空機２００の運航（ブロック１１１２）中や整備及び保守（ブロック１１１４）中に利用され得る。

航空宇宙産業の例を示したが、本書で開示されている原理は、自動車産業のような他の産業にも適用され得る。そのため、本書で開示されている原理は、航空機に加え、他の輸送体、例えば陸上輸送体、海洋輸送体、宇宙用輸送体などにも適用され得る。

本開示は、下記の例示的かつ非網羅的な例を更に含むが、これらは特許請求されることもされないこともある。

例１
フラップ本体１６４、及び
フラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形された、トルク部材２１０
を備える、翼フラップ１００。

例２
トルク部材２１０が非円形の断面形状を有する、例１に記載の翼フラップ１００。

例３
上方外板１０２、
上方外板１０２に対向する下方外板１０４、及び
上方外板１０２と下方外板１０４との間で延びる複数の桁１０６
を更に含み、
トルク部材２１０が複数の桁１０６のうちの少なくとも１つと一体に成形されている、例１又は２に記載の翼フラップ１００。

例４
複数の桁１０６のうちの少なくとも１つが、桁主要部分１４８、及び桁主要部分１４８から延びる桁延長部分１５０を備え、
フラップ本体１６４が桁主要部分１４８によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０が桁延長部分１５０によって部分的に形成されている、
例３に記載の翼フラップ１００。

例５
トルク部材２１０が、上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方と一体に成形されている、例３又は４に記載の翼フラップ１００。

例６
複数の桁１０６が前桁１１０を備え、前桁１１０は、前桁主要部分１２０と、前桁主要部分１２０から延びる前桁延長部分１２２とを備え、
フラップ本体１６４は前桁主要部分１２０によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０は前桁延長部分１２２によって部分的に形成されている、
例３から５の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例７
複数の桁１０６が中間桁１１８を更に備え、中間桁１１８は、中間桁主要部分１３２と、中間桁主要部分１３２から延びる中間桁延長部分１３４とを備え、
フラップ本体１６４が中間桁主要部分１３２によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０が中間桁延長部分１３４によって部分的に形成されている、
例６に記載の翼フラップ１００。

例８
複数の桁１０６が後桁１１４を更に備え、後桁１１４は、後桁主要部分１２８と、後桁主要部分１２８から延びる後桁延長部分１３０とを備え、
フラップ本体１６４が後桁主要部分１２８によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０が後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている、
例７に記載の翼フラップ１００。

例９
前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４のうちの少なくとも２つが、トルク部材２１０の胴体側端部の近傍で互いに向かって集束している、例８に記載の翼フラップ１００。

例１０
フラップ本体１６４に連結され且つ前桁１１０の前桁延長部分１２２と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間に位置する、延長部材１４６を更に備え、トルク部材２１０が延長部材１４６によって部分的に形成されている、例７又は８に記載の翼フラップ１００。

例１１
前桁１１０の前桁延長部分１２２と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間で延びる延長リブ１７６を更に含み、トルク部材２１０が延長リブ１７６によって部分的に形成されている、例７から１０の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１２
複数の桁１０６が後桁１１４を備え、
翼フラップ１００が、
前桁１１０と後桁１１４との間でフラップ本体１６４の胴体側端部で延びている胴体側リブ１６８、及び
胴体側リブ１６８に連結された延長部材
を更に備え、
フラップ本体１６４は後桁１１４によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０は延長部材１４６によって部分的に形成されている、
例６から１１の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１３
複数の桁１０６が後桁１１４を備え、後桁１１４は、後桁主要部分１２８と、後桁主要部分１２８から延びる後桁延長部分１３０とを備え、
フラップ本体１６４が後桁主要部分１２８によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０が後桁延長部分１３０によって部分的に形成されている、
例３から１２の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１４
複数の桁１０６が中間桁１１８を更に備え、中間桁１１８は、中間桁主要部分１３２と、中間桁主要部分１３２から延びる中間桁延長部分１３４とを備え、
フラップ本体１６４が中間桁主要部分１３２によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０が中間桁延長部分１によって部分的に形成されている、
例１３に記載の翼フラップ１００。

例１５
フラップ本体１６４に連結され且つ後桁１１４の後桁延長部分１３０と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間に位置する延長部材１４６を更に備え、トルク部材２１０が延長部材１４６によって部分的に形成されている、
例１４に記載の翼フラップ１００。

例１６
後桁１１４の後桁延長部分１３０と中間桁１１８の中間桁延長部分１３４との間で延びている延長リブ１７６を更に備え、トルク部材２１０が延長リブ１７６によって部分的に形成されている、例１４又は１５に記載の翼フラップ１００。

例１７
複数の桁１０６が前桁１１０を備え、
翼フラップ１００が、
前桁１１０と後桁１１４との間でフラップ本体１６４の胴体側端部で延びている胴体側リブ１６８、及び
胴体側リブ１６８に連結された延長部材１４６
を更に備え、
フラップ本体１６４は前桁１１０によって部分的に形成されており、
トルク部材２１０は延長部材１４６によって部分的に形成されている、
例１３から１６の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１８
航空機の翼であって、
翼本体２５８と、
翼本体２５８に可動に連結されたフラップ本体１６４、及び
フラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形されたトルク部材２１０
を含む、翼フラップ１００と
を備える、翼。

例１９
翼フラップ１００が、
上方外板１０２、
上方外板１０２に対向する下方外板１０４、及び
上方外板１０２と下方外板１０４との間で延びる複数の桁１０６
を更に含み、
トルク部材２１０が複数の桁１０６のうちの少なくとも１つと一体に成形されている、例１８に記載の翼。

例２０
翼フラップ１００を形成する方法であって、
トルク部材２１０をフラップ本体１６４の少なくとも一部と一体に成形して翼フラップ１００を形成することを含み、
フラップ本体１６４は航空機の翼に可動に連結されるように構成され、
トルク部材２１０は航空機のフラップアクチュエータ２６０に連結されるように構成される、方法。

本書でいう「例」とは、これら例との関連で記載された一以上の特徴、構造、要素、構成要素、特性及び／又は工程ステップが、本開示による主題の少なくとも１つの実施形態及び又は実装形態に含まれることを意味する。ゆえに、本開示全体において「一例（ｏｎｅ ｅｘａｍｐｌｅ）」及び類似の文言は、同一の例を指していることもあるが、そうでない場合もある。更に、任意の一例を特徴づける主題が、任意の他の例を特徴づける主題を含みうるが、そうでない場合もある。

本明細書において、特定の機能を実施するように「構成／設定された」システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、実際には、任意の変更も伴わずにその特定の機能を実施することが可能であり、さらなる改変の後にその特定の機能を実施する可能性があるにすぎないというものではない。言い換えると、特定の機能を実施するように「構成／設定された」システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、その特定の機能を実施するという目的のために、特に選択、創出、実装、利用、プログラミング、且つ／又は設計される。本明細書において、「ように構成／設定された（ｃｏｎｆｉｇｕｒｅｄ ｔｏ）」という表現は、システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアがさらなる改変なしで特定の機能を実行することを可能にする、システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアの既存の特性を意味する。この開示において、特定の機能を実施するように「構成／設定されている」と説明されたシステム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、追加的又は代替的には、その機能を実施するよう「適合している（ａｄａｐｔｅｄ ｔｏ）」、且つ／又は「動作可能である（ｏｐｅｒａｔｉｖｅ ｔｏ）」と説明してもよい。

別途示されない限り、「第１」「第２」などの語は、本書では単に符号として使用され、それらの語が表すアイテムに順序的、位置的、又は序列的な要件を課すことは意図していない。更に、「第２の」アイテムへの言及は、より低い番号のアイテム（例えば「第１の」アイテム）及び／又はより高い番号のアイテム（例えば、「第３の」アイテム）の存在を要求せず且つ除外しない。

本書で用いる「連結された」、「連結する」、及び同様の語は、２つ以上の要素が、接合する、繋ぐ、締結する、接続する、連通させるか、或いはその他の方法で（例えば、機械的、電気的、流動的、光学的、電磁的に）互いに関連付けられることをいう。様々な例で、要素は直接的に又は間接的に関連付けられ得る。一例として、要素Ａが要素Ｂに直接関連する。別の例として、要素Ａが要素Ｂに間接的に、例えば、他の要素Ｃを介して関連する。記載されている様々な要素間のすべての関連が必ずしも表現されていないことが理解されよう。そのため、図示されている以外の連結も存在し得る。

本明細書で用いる、アイテムの列挙と共に使用される「～のうちの少なくとも１つ」という表現は、列挙されたアイテムのうちの一又は複数の種々の組み合わせが用いられ、且つ列挙された各アイテムのうちの一つだけがあれば必要であり得るということを意味する。例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば非限定的に、「アイテムＡ」、又は「アイテムＡとアイテムＢ」を含む。この例は、「アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ」、又は「アイテムＢとアイテムＣ」も含む。他の例として、「～のうちの少なくとも１つ」は、例えば非限定的に、「２個のアイテムＡと１個のアイテムＢと１０個のアイテムＣ」、「４個のアイテムＢと７個のアイテムＣ」、並びに他の適切な組み合わせを含む。

上記の図２０及び２１では、ブロックは動作及び／又はその一部を表すことが可能であり、様々なブロックを接続する線は、動作又はその一部のいかなる特定の順番又は依存性も暗示しない。破線で示されるブロックは、代替的な工程及び／又はその一部を表す。様々なブロックを接続する破線が存在する場合、それらは工程又はその一部の代替的な従属関係を表す。開示されている様々な工程間のすべての従属関係が必ずしも表わされている訳ではないことが、理解されよう。本書に記載の方法の実施を説明する、図２０及び２１並びにこれらに付随する記載は、必ずしも、動作が実行されるシーケンスを決定すると解釈すべきではない。むしろ、１つの例示的な順番が示されていても、工程の配列は、適切な場合には改変され得ると理解されたい。したがって、図示されている工程には改変、追加、及び／又は省略が行われてよく、特定の複数の工程は、異なる順序で、又は同時に、実施され得る。加えて、記載されている全ての工程を実行する必要はないことを、当業者は認識しよう。

本開示のアンテナ、航空宇宙ビークル、及び方法の様々な実施形態及び／又は実施例を示し、説明してきたが、本書に触れた当業者には変更態様が想起され得る。本願はこうした変更態様を包含し、特許請求の範囲によってのみ限定される。

Claims (14)

1. 翼フラップ（１００）であって、
   フラップ本体（１６４）、
   複数の桁（１０６）であって、前記複数の桁（１０６）のうちの少なくとも２つが各々、桁主要部分（１４８）、及び前記桁主要部分（１４８）から延びる桁延長部分（１５０）を備え、前記フラップ本体（１６４）が前記桁主要部分（１４８）によって部分的に形成されている、複数の桁（１０６）、及び
   前記フラップ本体（１６４）の少なくとも一部、及び前記桁延長部分（１５０）と一体に成形された、トルク部材（２１０）
   を備え、
   前記トルク部材が、
   前記フラップ本体（１６４）に連結され、且つ前記複数の桁（１０６）のうちの２つの桁の前記桁延長部分の間に位置する延長部材（１４６）、及び
   前記複数の桁のうちの２つの桁の前記桁延長部分の間に延びる延長リブ（１７６）
   のうちの少なくとも１つによって部分的に形成されている、翼フラップ（１００）。
2. 前記トルク部材（２１０）が非円形の断面形状を有する、請求項１に記載の翼フラップ（１００）。
3. 上方外板（１０２）、及び
   前記上方外板（１０２）に対向する下方外板（１０４）、
   を更に備え、
   前記複数の桁（１０６）が、前記上方外板（１０２）と前記下方外板（１０４）との間で延びている、
   請求項１又は２に記載の翼フラップ（１００）。
4. 前記トルク部材（２１０）が、前記上方外板（１０２）及び前記下方外板（１０４）のうちの少なくとも一方と一体に成形されている、請求項３に記載の翼フラップ（１００）。
5. 前記複数の桁（１０６）が前桁（１１０）を備え、前記前桁（１１０）が、前桁主要部分（１２０）、及び前記前桁主要部分（１２０）から延びる前桁延長部分（１２２）を備え、
   前記フラップ本体（１６４）が前記前桁主要部分（１２０）によって部分的に形成されており、
   前記トルク部材（２１０）が前記前桁延長部分（１２２）によって部分的に形成されている、請求項３又は４に記載の翼フラップ（１００）。
6. 前記複数の桁（１０６）が中間桁（１１８）を更に備え、前記中間桁（１１８）が、中間桁主要部分（１３２）、及び前記中間桁主要部分（１３２）から延びる中間桁延長部分（１３４）を備え、
   前記フラップ本体（１６４）が前記中間桁主要部分（１３２）によって部分的に形成されており、
   前記トルク部材（２１０）が前記中間桁延長部分（１３４）によって部分的に形成されている、請求項５に記載の翼フラップ（１００）。
7. 前記複数の桁（１０６）が後桁（１１４）を更に備え、前記後桁（１１４）が、後桁主要部分（１２８）、及び前記後桁主要部分（１２８）から延びる後桁延長部分（１３０）を備え、
   前記フラップ本体（１６４）が前記後桁主要部分（１２８）によって部分的に形成されており、
   前記トルク部材（２１０）が前記後桁延長部分（１３０）によって部分的に形成されている、
   請求項６に記載の翼フラップ（１００）。
8. 前記前桁（１１０）、前記中間桁（１１８）、及び前記後桁（１１４）のうちの少なくとも２つが、前記トルク部材（２１０）の胴体側端部の近傍で互いに向かって集束している、請求項７に記載の翼フラップ（１００）。
9. 前記延長部材（１４６）が、前記前桁（１１０）の前記前桁延長部分（１２２）と前記中間桁（１１８）の前記中間桁延長部分（１３４）との間に位置している、請求項６又は７に記載の翼フラップ（１００）。
10. 前記延長リブ（１７６）が、前記前桁（１１０）の前記前桁延長部分（１２２）と前記中間桁（１１８）の前記中間桁延長部分（１３４）との間で延びている、請求項６から９の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
11. 前記複数の桁（１０６）が後桁（１１４）を備え、
    前記翼フラップ（１００）が、
    前記フラップ本体（１６４）の胴体側端部において前記前桁（１１０）と前記後桁（１１４）との間で延びている胴体側リブ（１６８）
    を更に備え、
    前記延長部材（１４６）が前記胴体側リブ（１６８）に連結されており、
    前記フラップ本体（１６４）が前記後桁（１１４）によって部分的に形成されており、
    前記トルク部材（２１０）が前記延長部材（１４６）によって部分的に形成されている、請求項５から１０の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
12. 前記複数の桁（１０６）が後桁（１１４）を備え、前記後桁（１１４）が、後桁主要部分（１２８）、及び前記後桁主要部分（１２８）から延びる後桁延長部分（１３０）を備え、
    前記フラップ本体（１６４）が前記後桁主要部分（１２８）によって部分的に形成されており、
    前記トルク部材（２１０）が前記後桁延長部分（１３０）によって部分的に形成されている、請求項３から１１の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
13. 前記複数の桁（１０６）が中間桁（１１８）を更に備え、前記中間桁（１１８）が、中間桁主要部分（１３２）、及び前記中間桁主要部分（１３２）から延びる中間桁延長部分（１３４）を備え、
    前記フラップ本体（１６４）が前記中間桁主要部分（１３２）によって部分的に形成されており、
    前記トルク部材（２１０）が前記中間桁延長部分（１３４）によって部分的に形成されている、請求項１２に記載の翼フラップ（１００）。
14. 請求項１から１３の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）を形成する方法であって、前記方法が、
    前記トルク部材（２１０）を前記フラップ本体（１６４）の少なくとも一部分と一体に成形して前記翼フラップ（１００）を形成することを含み、
    前記フラップ本体（１６４）は航空機の翼に可動に連結されるように構成され、
    前記トルク部材（２１０）は前記航空機のフラップアクチュエータ（２６０）に連結されるように構成される、方法。

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