JP7336224B2 - 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、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。
優先権
本願は、２０１８年３月３０日出願の米国特許出願第１５／９４１，３７８号の一部継続出願である。

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、胴体の翼フェアリング構造へと延び、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り、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が、フラップ本体を含む。フラップ本体は、上方外板、上方外板に対向する下方外板、及び、上方外板と下方外板との間で延びる複数の桁を含む。翼フラップは、フラップ本体に連結されたトルク部材も含む。トルク部材の一部は、上方外板と下方外板のうちの少なくとも一方に連続している。

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本体１６４を含む。フラップ本体は、上方外板、上方外板に対向する下方外板、及び、上方外板と下方外板との間で延びる複数の桁を含む。翼フラップは、フラップ本体に連結されたトルク部材も含む。トルク部材の一部は、上方外板と下方外板のうちの少なくとも一方に連続している。

一例では、本開示の方法が、（１）上方外板、下方外板、及び複数の桁を接合して、フラップ本体を部分的に形成するステップと、
（２）複数の延長部材をフラップ本体に連結して、トルクチューブを部分的に形成するステップと
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、添付の図面に言及している。添付の図面は、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は、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一の特徴、要素、又は構成要素を表わしうる。

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。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３－１３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に連結されたトルク部材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。一例では、フラップ本体１６４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（個別に桁１０６、集合的に桁１０６ともいう）を含む。トルク部材１０８の一部は、上方外板１０２と下方外板１０４のうちの少なくとも一方に連続している。本書で用いる語「連続して（ｃｏｎｔｉｇｕｏｕｓ）」は、第１のアイテムが、１つの第２のアイテム、又は共通の境界に沿って接している複数の第２のアイテムと、接触し且つ少なくとも１つの境界を共有している状態をいう。

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に連結されており、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が複数の延長部材１２８（個別に延長部材１２８、集合的に延長部材１２８ということもある）を含む。延長部材１２８の各々は、胴体側端部１２４においてフラップ本体１６４に連結されており、胴体側端部１２４から胴体側方向に延びる。一例では、延長部材１２８の各々が、複数の延長部材１２８のうち隣接する延長部材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、第１のアイテムを通って長手方向に延びる第１の線と、第２のアイテム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。本書で用いる語「隣接」は、第１のアイテムが第２のアイテムに直近にあるか或いはすぐ隣にある状態をいう。

一例では、トルク部材１０８を部分的に形成する延長部材１２８が、トルク部材１０８の構造部材を画定している。本書で用いる句「構造部材」は、トルク部材１０８を部分的に形成している複数の構造部材のうちの任意のものについて、トルク部材１０８に加わる負荷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。

一例では、フラップ本体１６４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、複数の桁１０６のうちの隣り合うペア間で延びる胴体側リブ１６８も含む。複数の延長部材１２８の各々は胴体側リブ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の胴体の面に位置する、スティフナ又はフランジを含む。一例では、延長部材１２８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１２８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１２８の各々及び／又は胴体側リブ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１２８及び／又は胴体側リブ１６８が金属材料で形成される。一例では、延長部材１２８及び胴体側リブ１６８が金属材料で形成される。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。

様々な例で、延長部材１２８の各々は、任意の数の種々のサイズ及び／又は断面形状のうちの１つを有する。一般に、延長部材１２８のうちの何れかのサイズ及び／又は断面形状は、様々なファクターに依存し且つそれらの間でバランスをとるものであり得る。様々なファクターは、トルク部材１０８及び／又は翼トルク部材１０８を収容するのに必要なフラップ１００にかかる荷重に適切に反応する剛性及び／又は強度要件、トルク部材１０８のフェイルセーフ要件、胴体２０２の開口２０６（図４）のサイズなどを含むがこれらに限定されない。個々の延長部材１２８やトルク部材１０８の全体としてのサイズ及び／又は断面形状は、トルク部材１０８のフラップ本体１６４に対する位置（例えば、前縁１１２の方であるか後縁１１６の方であるか）のファクターであり得る。

フラップ本体１６４の胴体側リブ１６８に連結される延長部材１２８によって形成されるトルク部材１０８によって翼フラップ１００のコスト、複雑性、及び／又は重量が低減され、航空機翼及び／又は航空機の製造に関わるコスト、複雑性、及び／又は重量が低減され得る。例えば、トルク部材１０８を延長部材１２８で形成することで、金属製（例えばチタンや鋼製の）トルクチューブを製造するよりも費用が低減され、トルク部材１０８の組立や接合に要する部品や時間も金属製のトルクチューブと比べて削減できる。一例として、トルク部材１０８の延長部材１２８を複合材で形成することで、従来型の鋼製のトルクチューブに比べて航空機翼の重量を削減することができる。一例として、延長部材１２８の各々を胴体側リブ１６８に連結することによってトルク部材１０８をフラップ本体１６４に接合することで、従来型の鋼製のトルクチューブの翼フラップ本体への連結に比べて、トルク部材１０８のフラップ本体１６８への連結に関わる複雑性やコストが削減できる。一例として、トルク部材１０８を延長部材１２８で形成することで、フラップ本体１６４及び／又は胴体２０２に対してトルク部材１０８の位置を調整することもでき、これを用いて開口２０６を通じたトルク部材１０８の胴体２０２への貫通を最適化することができる。

一例では、図３に示すように、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、フラップ本体１６４の前端１１２の方に位置する。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と後壁１５８はフラップ本体１６４に連結されている。

一例では、複数の延長部材１２８のうちの第１の延長部材が前壁１５６を形成し、複数の延長部材１２８のうちの第２の延長部材が後壁１５８を形成する。上壁１６０と下壁１６２はそれぞれ、上方外板１０２と下方外板１０４に連続している。一例では、上壁１６０及び下壁１６２のうちの少なくとも一方が、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、例えば上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方の外形の一部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、上方外板１０２（上方外板１０２は図７及び８では図示せず）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、一例では、フラップ本体１６４は桁１０６によって部分的に形成され、トルク部材１０８は延長部材１２８によって部分的に形成されている。一例では、桁主要部分１０６が、フラップ本体１６４の機外側端部２６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１０６は、フラップ本体１６４の構造部材又は耐荷要素である。延長部材１２８は、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。

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（例えば、炭素繊維強化ポリマー）で形成される。

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。外板延長部分１５４は、延長部材１２８の上を延びて（例えば、覆って）おり、延長部材１２８に連結されている。

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（例えば、炭素繊維強化ポリマー）で形成される。

一例では、トルク部材１０８が２つの延長部材１２８で形成され、それぞれがフラップ本体１６４の胴体側リブ１６８に連結される。一例では、トルク部材１０８が３つの延長部材１２８で形成され、それぞれがフラップ本体１６４の胴体側リブ１６８に連結される。一例では、トルク部材１０８２つの延長部材１２８で形成され、少なくとも１つの延長リブ１７６（図７）において延長部材１２８に連結される。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、延長部材１２８のうちの少なくとも１つが桁１０６のうちの１つに対して横方向にずれている。一例では、図７に示すように、延長部材１２８の各々が、桁１０６のうち隣接している桁に対して、側方にずれている。一例では、延長部材１２８のうちの少なくとも１つが、桁１０６のうちの１つと同軸に揃えられている。一例では、図８に示すように、延長部材１２８の各々が、関連付けられている桁１０６のうちの１つと同軸に揃えられている。

一例では、延長部材１２８のうちの任意のものが、上延長キャップ、上延長キャップに対向する下延長キャップ、及び上延長キャップと下延長キャップとの間で延びる延長ウェブを含む。延長部材１２８の各々は、上延長キャップ、下延長キャップ、及び延長ウェブ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（例えば、Ｃ字型、Ｉ字型など）を有する。一例では、延長部材１２８のうちの少なくとも１つが、延長部材１２８の長手軸に沿って一定の断面形状を有する。一例では、延長部材１２８のうちの少なくとも１つが、延長部材１２８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。ある例では、延長部材１２８の断面形状が、フラップ本体１６４の形成に用いる桁１０６の断面形状に実質的に一致する。一例では、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が、延長部材１２８のうちの一又は複数の延長部材の対向端（例えば、上延長キャップ及び下延長キャップ）に連結されている。

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機外側リブ１６６（個別に機外側リブ１６６ともいう）も含む。一例では、機外側リブ１６６が、桁１０６の隣り合うペアの間を翼弦方向に延びる。

図９－１２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（例えば、前端１１２又はその近位）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９－１２で上方外板１０２は図示されていない。

図９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。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１１４も含む。一例では、胴体側リブ１６８は、前桁１１０と後桁１１４の間で延びており、前桁１１０と後桁１１４に連結されている。一例では、胴体側リブ１６８が、上方外板１０２（図９では図示せず）と下方外板１０４との間で翼弦方向に延びており、上方外板１０２及び下方外板１０４に連結されている。フラップ本体１６４は、前桁１１０、後桁１１４、及び胴体側リブ１６８によって部分的に形成されている。複数の延長部材１２８の各々は、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から見たときに、前桁１１０と後桁１１４との間に位置する。

一例では、複数の延長部材１２８が、胴体側リブ１６８に連結された第１の延長部材１４４（例えば、延長部材１２８のうちの第１の延長部材）を含む。一例では、複数の延長部材１２８が、胴体側リブ１６８に連結された第２の延長部材１４６（例えば、延長部材１２８のうちの第２の延長部材）を含む。トルク部材１０８は、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６を含む（部分的に形成されている）。第１の延長部材１４４及び第２の延長部材１４６は、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、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６が互いから側方に離れている。一例では、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６が互いに平行である。一例では、第１の延長部材１４４が、前桁１１０から後桁１１４の方へ側方に離れている。一例では、第２の延長部材１４６が、後桁１１４から前桁１１０の方へ側方に離れている。

図１０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。一例では、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４が、フラップ本体１６４の機外側端部１２６と胴体側端部１２４との間で延びている。一例では、胴体側リブ１６８が、前桁１１０と後桁１１４との間で延びており、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４に連結されている。フラップ本体１６４は、前桁１１０、中間桁１１８、及び後桁１１４、及び胴体側リブ１６８によって部分的に形成されている。トルク部材１０８は、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６によって部分的に形成されている。

一例では、第１の延長部材１４４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から見たときに、前桁１１０と中間桁１１８との間に位置する。一例では、第２の延長部材１４６が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から見たときに、後桁１１４と中間桁１１８との間に位置する。

図１１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。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１１４も含む。一例では、胴体側リブ１６８は、前桁１１０と後桁１１４の間で延びており、前桁１１０と後桁１１４に連結されている。フラップ本体１６４は、前桁１１０、後桁１１４、及び胴体側リブ１６８によって部分的に形成されている。

一例では、複数の延長部材１２８が、胴体側リブ１６８に連結された第３の延長部材１４８（例えば、延長部材１２８のうちの第３の延長部材）を含む。一例では、第３の延長部材１４８が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４から見たときに、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６との間に位置する。トルク部材１０８は、第１の延長部材１４４、第２の延長部材１４８、及び第３の延長部材を含む（部分的に形成されている）。第１の延長部材１４４、第２の延長部材１４６、及び第３の延長部材１４８は、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。

図１２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。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１１４も含む。一例では、胴体側リブ１６８は、前桁１１０と後桁１１４の間で延びており、前桁１１０と後桁１１４に連結されている。フラップ本体１６４は、前桁１１０、後桁１１４、及び胴体側リブ１６８によって部分的に形成されている。

一例では、トルク部材１０８は、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６との間で延びている延長リブ１７６を含む（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の作動中に第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６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（図１２では図示せず）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１２に示すように、トルク部材１０８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。

図１１及び１２では図示していないが、他の例ではフラップ本体１６４が、桁１０６のうちの更なる桁（例えば、中間桁１１８）も含み得る。

図９-１２に示す例では、第１の延長部材１４４がトルク部材１０８の前壁１５６（図３）を形成し、第２の延長部材１４６がトルク部材１０８の後壁１５８（図３）を形成する。図９－１２に示す例では、上方外板延長部分ともいう上方外板１０２（図９－１２では図示せず）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１３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、延長部材１２８（例えば、第１の延長部材１４４及び第２の延長部材１４６）に連結されている。上方外板延長部材１９４は上方外板１０２に連続している。トルク部材１０８は上方外板延長部材１９４を含む（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、延長部材１２８（例えば、第１の延長部材１４４及び第２の延長部材１４６）に連結されている。下方外板延長部材１９６は下方外板１０４に連続している。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。

例示では、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１１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（図１１）、２つの隣接する延長部材１２８のペアが冗長的な荷重経路を形成し得る。一例では、第１の延長部材１４４と第３の延長部材１４８が第１の荷重経路を画定し、第３の延長部材１４８と第２の延長部材１４６が第２の荷重経路を画定し、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６が第３の荷重経路を画定する。この例で、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、延長部材１２８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、１０、及び１２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、延長部材１２８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９、１０、及び１２）では、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６が荷重経路を画定し、第１の延長部材１４４と第２の延長部材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１４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、フラップ本体１６４に連結された複数の延長部材１２８を用いてトルク部材１０８を形成し、翼フラップ１００を形成するステップを含む（ブロック１００２）。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「提供する」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。

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を接合して、フラップ本体１６４を部分的に形成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、胴体側リブ１６８を複数の桁１０６に連結して、フラップ本体１６４を部分的に形成するステップを含む（ブロック１００８）。一例では、胴体側リブ１６８が、隣り合う桁１０６のペア間で、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４で延びる。

一例では、方法１０００が、複数の延長部材１２８をフラップ本体１６４の胴体側端部１２４に連結して、トルク部材１０８を部分的に形成するステップを含む（ブロック１０１０）。一例では、複数の延長部材１２８が胴体側リブ１６８に連結される。

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１０１２）、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１０１４）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１０１６）、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１０１８）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１０２０）、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１０２２）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１０２４）、及び、トルク部材１０８を下方外板延長部材１９６で部分的に形成するステップ（ブロック１０２６）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１０２８）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１０３０）。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１０３２）。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１０３４）。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１５を参照すると、翼フラップ１００及び方法１０００の例は、図１５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１５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１５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、翼フラップ１００や翼２１４などの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に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．
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
を備えるフラップ本体１６４と、
フラップ本体１６４に連結されたトルク部材１０８と
を備える、翼フラップ１００であって、
トルク部材１０８の一部が上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方に連続している、翼フラップ１００。

例２．
トルク部材１０８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．
フラップ本体１６４が、胴体側端部１２４、及び胴体側端部１２４に対向する機外側端部１２６を更に備え、
トルク部材１０８が複数の延長部材１２８を備え、
複数の延長部材１２８の各々が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４に連結されている、例１又は２に記載の翼フラップ１００。

例４．
複数の延長部材１２８の各々が、複数の延長部材１２８のうち隣接する延長部材に対して平行である、例３に記載の翼フラップ１００。

例５．
上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方が、外板主要部分１５２、及び外板主要部分１５２から延びる外板延長部分１５４を備え、
フラップ本体１６４が外板主要部分１５２で部分的に形成されており、
トルク部材１０８が外板延長部分１５４で部分的に形成されている、例３又は４に記載の翼フラップ１００。

例６．
トルク部材１０８が、上方外板１０２に連続している上方外板延長部材１９４と、下方外板１０４に連続している下方外板延長部材１９６と、のうちの少なくとも一方を備える、例３から５の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例７．
フラップ本体１６４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、隣り合う複数の桁１０６のペア間で延びる、胴体側リブ１６８を更に含み、
複数の延長部材１２８の各々が胴体側リブ１６８に連結されている、例３から６の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例８．
複数の桁１０６が前桁１１０及び後桁１１４を備え、
胴体側リブ１６８が前桁１１０と後桁１１４との間で延びており、
複数の延長部材１２８が前桁１１０と後桁１１４との間に位置する、例７に記載の翼フラップ１００。

例９．
複数の延長部材１２８が、
胴体側リブ１６８に連結された第１の延長部材１４４、及び
胴体側リブ１６８に連結された第２の延長部材１４６
を備え、
第１の延長部材１４４及び第２の延長部材１４６が互いから側方に離れている、例８に記載の翼フラップ１００。

例１０．
第１の延長部材１４４が前桁１１０から側方に離れており、
第２の延長部材１４６が後桁１１４から側方に離れている、例９に記載の翼フラップ１００。

例１１．
複数の桁１０６が、前桁１１０と後桁１１４との間に位置する中間桁１１８を更に含み、
第１の延長部材１４４が前桁１１０と中間桁１１８との間に位置し、
第２の延長部材１４６が後桁１１４と中間桁１１８との間に位置する、例９又は１０に記載の翼フラップ１００。

例１２．
複数の延長部材１２８が、胴体側リブ１６８に連結された第３の延長部材１４８を更に含み、
第３の延長部材１４８が第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６との間に位置する、例９から１１の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１３．
トルク部材１０８が、第１の延長部材１４４と第２の延長部材１４６との間で延びる延長リブ１７６を更に含む、例９から１２の何れか１つに記載の翼フラップ１００。

例１４．
航空機２００の翼２１４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であって、
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
を備えるフラップ本体１６４
を備える、翼フラップ１００と、
フラップ本体１６４に連結された、トルク部材１０８と
を備え、
トルク部材１０８の一部が、上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方に連続している、翼。

例１５．
トルク部材１０８が非円形の断面形状を有する、例１４に記載の翼２１４。

例１６．
トルク部材１０８が、航空機２００のフラップアクチュエータ２６０に連結されるように構成されている、例１４又は１５に記載の翼２１４。

例１７．
上方外板１０２及び下方外板１０４のうちの少なくとも一方が、外板主要部分１５２、及び外板主要部分１５２から延びる外板延長部分１５４を備え、
フラップ本体１６４が外板主要部分１５２で部分的に形成されており、
トルク部材１０８が外板延長部分１５４で部分的に形成されている、例１４から１６の何れか１つに記載の翼２１４。

例１８．
フラップ本体１６４が、胴体側端部１２４、及び胴体側端部１２４に対向する機外側端部１２６を更に備え、
トルク部材１０８が複数の延長部材１２８を備え、
複数の延長部材１２８の各々が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４に連結されている、例１４から１７の何れか１つに記載の翼２１４。

例１９．
フラップ本体１６４が、フラップ本体１６４の胴体側端部１２４において、隣り合う複数の桁１０６のペア間で延びる、胴体側リブ１６８を更に含み、
複数の延長部材１２８の各々が胴体側リブ１６８に連結されている、例１８に記載の翼２１４。

例２０．
翼フラップ１００を形成する方法であって、
上方外板１０２、下方外板１０４、及び複数の桁１０６を接合して、フラップ本体１６４を部分的に形成することと、
複数の延長部材１２８をフラップ本体１６４に連結して、トルク部材１０８を部分的に形成することと
を含み、
フラップ本体が、航空機２００の翼２１４に可動に連結されるように構成されており、
トルク部材１０８が、航空機２００のフラップアクチュエータ２６０に連結されるように構成されている、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、リンク、締結、接続、連通、又はその他の方法（例えば、機械的、電気的、流動的、光学的、電磁的に）互いにで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１４及び１０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１４及び１５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 (13)

1. 上方外板（１０２）、
   前記上方外板（１０２）に対向する下方外板（１０４）、
   胴体側端部（１２４）、
   前記胴体側端部（１２４）に対向する機外側端部（１２６）、及び
   前記上方外板（１０２）と前記下方外板（１０４）との間で延びる複数の桁（１０６）
   を備えるフラップ本体（１６４）と、
   前記フラップ本体（１６４）に連結されたトルク部材（１０８）と
   を備える、翼フラップ（１００）であって、
   前記トルク部材が複数の延長部材（１２８）を備え、前記複数の延長部材（１２８）の各々が、前記フラップ本体（１６４）の前記胴体側端部（１２４）に連結されており、前記複数の延長部材のうちの少なくとも１つが、前記複数の桁のうち隣り合う桁のペアに対して側方にずれており、
   前記トルク部材（１０８）の一部が前記上方外板（１０２）及び前記下方外板（１０４）のうちの少なくとも一方に連続している、翼フラップ（１００）。
2. 前記トルク部材（１０８）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. 前記複数の延長部材（１２８）の各々が、前記複数の延長部材（１２８）のうち隣接する延長部材に対して平行である、請求項１又は２に記載の翼フラップ（１００）。
4. 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が、外板主要部分（１５２）、及び前記外板主要部分（１５２）から延びる外板延長部分（１５４）を備え、
   前記フラップ本体（１６４）が前記外板主要部分（１５２）で部分的に形成されており、
   前記トルク部材（１０８）が前記外板延長部分（１５４）で部分的に形成されている、請求項１から３の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
5. 前記トルク部材（１０８）が、前記上方外板（１０２）に連続している上方外板延長部材（１９４）と、前記下方外板（１０４）に連続している下方外板延長部材（１９６）と、のうちの少なくとも一方を備える、請求項１から４の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
6. 前記フラップ本体（１６４）が、前記フラップ本体（１６４）の前記胴体側端部（１２４）において、前記複数の桁（１０６）のうち隣り合う桁のペア間で延びる、胴体側リブ（１６８）を更に備え、
   前記複数の延長部材（１２８）の各々が前記胴体側リブ（１６８）に連結されている、請求項１から５の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
7. 前記複数の桁（１０６）が前桁（１１０）及び後桁（１１４）を備え、
   前記胴体側リブ（１６８）が前記前桁（１１０）と前記後桁（１１４）との間で延びており、
   前記複数の延長部材（１２８）が前記前桁（１１０）と前記後桁（１１４）との間に位置する、請求項６に記載の翼フラップ（１００）。
8. 前記複数の延長部材（１２８）が、
   前記胴体側リブ（１６８）に連結された第１の延長部材（１４４）、及び
   前記胴体側リブ（１６８）に連結された第２の延長部材（１４６）
   を備え、
   前記第１の延長部材（１４４）及び前記第２の延長部材（１４６）が互いから側方に離れている、請求項７に記載の翼フラップ（１００）。
9. 前記第１の延長部材（１４４）が前記前桁（１１０）から側方に離れており、
   前記第２の延長部材（１４６）が前記後桁（１１４）から側方に離れている、請求項８に記載の翼フラップ（１００）。
10. 前記複数の桁（１０６）が、前記前桁（１１０）と前記後桁（１１４）との間に位置する中間桁（１１８）を更に含み、
    前記第１の延長部材（１４４）が前記前桁（１１０）と前記中間桁（１１８）との間に位置し、
    前記第２の延長部材（１４６）が前記後桁（１１４）と前記中間桁（１１８）との間に位置する、請求項８又は９に記載の翼フラップ（１００）。
11. 前記複数の延長部材（１２８）が、前記胴体側リブ（１６８）に連結された第３の延長部材（１４８）を更に備え、
    前記第３の延長部材（１４８）が前記第１の延長部材（１４４）と前記第２の延長部材（１４６）との間に位置する、請求項８から１０の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
12. 前記トルク部材（１０８）が、前記第１の延長部材（１４４）と前記第２の延長部材（１４６）との間で延びる延長リブ（１７６）を更に備える、請求項８から１１の何れか一項に記載の翼フラップ（１００）。
13. 請求項１から１２のいず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、
    前記上方外板（１０２）、前記下方外板（１０４）、及び前記複数の桁（１０６）を接合して、前記フラップ本体（１６４）を部分的に形成することと、
    前記複数の延長部材（１２８）を前記フラップ本体（１６４）に連結して、前記トルク部材（１０８）を部分的に形成することと
    を含み、
    前記フラップ本体が、航空機（２００）の翼（２１４）に可動に連結されるように構成されており、
    前記トルク部材（１０８）が、前記航空機（２００）のフラップアクチュエータ（２６０）に連結されるように構成されている、方法。

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