JPH03235799A - 翼フラッタを防ぐように構成された航空機および航空機においてフラッタを減少させる方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 この発明は左側および右側揚力面を異なる固有周波数で
振動させることによって航空機の揚力面フラッタを減少
させるための装置および方法に関連する。より特定的に
は、この発明は時間とともに変わる加振力にさらされた
とき、左側翼およびそれに取付けられたナセルが右側翼
およびそれに取付けられたナセルとは異なる固有周波数
で振動するような様態で、エンジンナセルのような翼コ
ンポーネントを左側および右側翼に取付けることによっ
て翼のフラッタを減少させるための装置および方法に関
する。

発明の背景 航空機の翼がそれを曲げられた状態とこの力が存在しな
い時真直ぐな状態とに振動させ飛行中の瞬間的な力にさ
らされるとき、その振動が減衰しかつ翼が安定した真直
ぐな状態に戻るように、というよりもむしろ、これらの
振動の振幅が時間を通じて一定のままであるかまたは増
加するかのどちらかにするのがこの設計の目的である。

翼のフラッタは飛行中の航空機の２つまたはそれ以上の
構造上の振動モードの合体および適切に同時に動くこと
によって生み出される空力弾性的な不安定の状態である
。フラッタモードは通常曲げおよびねじれの両方の型の
動きを伴ない、ねじれの動きは気流からエネルギを抜き
取りかつ曲げのモードを益々大きな振幅におしやる。他
の場合においては、これらの振動は航空機の運転速度エ
ンベロープの中でわずかしか減衰しないが安定しており
航空機の乗り心地の良さを減少させうる。

翼に関したエンジンナセルの位置、エンジンの固まり特
性およびナセルを翼に取付ける支柱の剛性が翼のフラッ
タ特性に影響を与える要因である。

すなわち、ナセルの固有周波数および支柱の据付けの様
態が、モードおよび、翼の振動が不安定（フラッタ）に
なる対気速度に影響を与え得る。

従来は翼フラッタを回避するためにナセルの固有周波数
およびナセルの支柱が狭い範囲に制限されている。たと
えば初期の型のボーイング７４７航空機は外方のエンジ
ンナセルが横方向に毎秒約２サイクルの固有周波数で振
動することを許容している。もし外方のエンジンナセル
の横方向の周波数が毎秒２サイクルより著しぐ上または
下ならその時翼フラッタは容認できないほど低い対気速
度でおこり得る。

しかしながら、より強いがしかし剛性の小さな揚力面を
特徴とする新しい航空機のいくつかにおいては、フラッ
タは政府の規制によって求められる対気速度より下で起
こり得る。この場合、翼フラッタを回避するためには航
空機の最大運転速度を減少させるという望ましくない解
決策が必要となる。

減衰材料を加えたりまたはコンポーネントの固まりおよ
び／または圧力の中心の相対位置を変えることによって
翼フラッタを防ぐための他の方法が開示されている。た
とえば、ヤンガー（Ｙｏｕｎｇ、ｅｒ）による米国特許
番号２．　１２４．　０９８は主翼におけるフラッタ力
を妨害するために主翼に取付けられる予備の翼装置を含
む翼フラッタ減衰装置に関連する。

さらに、ボックラス（Ｂｏｃｋｒａｔｈ）による米国特
許番号３，３２７，９６５はエンジンナセルの望ましく
ない動きを防ぐために、航空機の翼から取付けられたエ
ンジンナセルへ伝達される振動エネルギを分散させる減
衰装置を開示する。

翼フラッタを防ぐ他のシステムにはロウ（Ｌ。

Ｗ）による米国特許番号３，７３４．４３２が含まれそ
れは翼フラッタを減衰させるための安定性増大系統の制
御のもとて前縁および後縁制御面を用いるシステムに関
する。

翼フラッタを減少させるために翼から記憶装置を懸下す
るための空気スプリング系統がリード３世（ＲｅｅｄＩ
ＩＩ）による米国特許番号４，３４３．４４７において
開示されている。

またブライトバッハ（ＢｒｅｉｔｂａＣｈ）による米国
特許番号４，５０２，６５２は、外部加重を伴なうとき
に翼フラッタを抑制するためのスプリング装置に関する
。

発明の概要 この発明は翼のような左および右揚力面を有する航空機
における翼フラッタを防ぐための方法および装置に関す
る。この方法は横方向の異なる固有周波数を有する、左
翼のエンジンナセルおよび支柱のような第１エレメント
および右翼の他のエンジンナセルおよび支柱のような第
２エレメントを設ける工程を含む。横方向の固有周波数
の差は、飛行中に、時間とともに変化する擾乱にさらさ
れるとき航空機のフラッタ速度が増大するのに十分であ
る。

この発明の目的および利点は、添付の図面に関連する次
の詳細な説明から当業者にも明らかとなるであろう。

発明の詳細な説明 この発明は航空機の左側および右側翼を異なる周波数で
振動させることによって、航空機の翼のような揚力面に
おけるフラッタを防ぐための装置および方法に関する。

次の詳細な説明において説明されるように、翼はたとえ
ば、エンジンまたは外部記憶装置のような懸下された固
まりを持ってもよい。典型的な実施例において、この発
明を翼フラッタを減少させるような様態で航空機の左側
および右側翼の両方に１つまたはそれ以上のエンジンナ
セルを取付けることに関して説明する。しかしながらこ
の発明の範囲はこの実施例に限定されないことが理解さ
れなければならない。

さらに背景技術として、航空機は最大運転速度エンベロ
ープ内で操縦者にとって相応な費用で一定の使命を果た
すように設計されていることを付加えなければならない
。混乱した運動に際して最大運転速度を越えるマージン
を与えるために、航空機の構造は速い設計急降下速度（
ＶＤ）まで元のままでなければならない。連邦政府は最
低航空機フラッタ速度はＶＤ、すなわち１．２ＶＤより
少なくとも２０％速くあるべきことを要請している。

初期の航空機は通常過剰設計された翼で低速度で飛び、
その結果大きなフラッタマージンになった。速度が増大
しかつ翼の設計が保守的でなくなるに従って、フラッタ
マージンが減少した。重さを除くために材料強度の許容
範囲が大きくなりかつ翼の構造上のゲージが減少された
。しかしながら、より小さなゲージのために翼の剛性が
減少しより可撓性のあるものになった。一般に翼の剛性
に比例するフラッタ速度が減少しかつ多くの場合強度設
計のあらゆる局面を満たす翼に対してはＶつを越える不
十分なマージンが予測された。これらの多くの場合、ゲ
ージは許容し得るフラッタ速度・マージンを与えるとい
う強度の目的のために必要とされるものを越えかつそれ
より上まで増大させられなければならなかった。このゲ
ージの増大は時々重量における重要な問題を生み出し航
空機の性能を低下させる。近年空力弾性的な仕立て技術
のような剛性材料の分布を最適化する方法がこの不利益
を最小化するために用いられている。

フラッタの不利益を最小化するために他の受動的な手段
が用いられておりそれらは縦横比、掃引。

テーパ比、厚さ比および上半面などのような翼のジオメ
トリを変化させることを含む。翼上にエンジンおよび他
の備品を置くための位置はより高いフラッタ速度に対し
て有利に働くようしばしば慎重に選択される。しかしな
がら、これらの設計上の選択は航空機の機能を危くする
結果になるかもしれない。

まず第１図を参照して、１４で示される従来の支柱アセ
ンブリによって１０で示されるエンジンナセルを翼１２
に取付ける従来の方法が示される。

第２図に示されるように、支柱アセンブリ１４は幾分台
形の断面形状を有する。支柱１４（第１図）は、後方に
延びる上部リンキングロッド１６によって翼１２に接続
され、このリンキングロッド１６の前端部はコネクタ１
８によって支柱の上部部分２０に接続され、かつその後
端部はコネクタ２２によって翼のスパー２１に接続され
る。支柱１４を翼にさらに接続するために、１対のコネ
クタ２６（１つだけが第１図に示される）が設けられ、
それらは支柱の上部後端部に配置されかつ翼の取付２８
に取付けられている。また、支柱１４の下部後端部はコ
ネクタ３０によって翼に取付けられ、コネクタ３０は上
方および後方へ延びるプレース３２に取付けられ、プレ
ース３２の他方の端部は翼取付３４に取付けられている
。さらに、エンジンナセル１０は前方取付３６および後
方取付３８によって従来の様態で支柱１４に接続されて
いる。

支柱１４（第１図）はいくつかの垂直で翼幅方向の隔室
４０によって形成され、それらは下端部を前後方向に延
びる下部スパー４２によって、中央区分を中央スパー４
４によってかっ、上端部を上部スパー４６によって接合
されている。いくつかの後方隔室４０は前方隔室より高
さが低い。これらのより低い隔室は最後尾の隔室４０ａ
を含み、一方、より高い前方隔室は最後尾の隔室４０ｂ
を含む。

ここで第２図を参照して、従来の支柱１４の部分が隔室
４０ｂのちょうど前方から後方の方向に延びかつ隔室４
０ａで終端しているのが示されている。この様態で、翼
１２に接続された支柱１４の部分が示されている。中央
スパー４４は１対の船首から船尾に延びるはり４８によ
って形成され、それらは隔室４０ａにおいて横ばり５ｏ
によって互いに接合されている。横ぼり５０において各
はり４８の後方端部に取付けられているのは、コネクタ
２６の雌部分５１であり、それはコネクタの雄部分（図
示せず）に取りつけられており、次いで翼に取付けられ
ている。雄および雌コネクタ部分は雄および雌部分内の
開口を介して延びる横ピン（図示せず）によって互いに
支えられている。

支柱１４をプレース３２に接続するために（第１図およ
び第２図）、コネクタ３０の雄部分５３が下部スパー４
２の後方端部に取付けられている。

さらに、上部取付２２の雄部分５５が、支柱を翼にさら
に固着させるために上部スパー４６の後方端部に取付け
られている。支柱はさらに、隔室４ｏｂから下方および
後方に延びかつ中央スパー４４の後方端部に接続されて
いる１対のはり５９を含む囲いスパーによって形成され
ている。フェアリングスキン６０は支柱を取囲み空力抵
抗を減少させる。

ナセルを翼に取付けるための従来の支柱について述べて
きたが、ここでエンジンナセルの横方向（横から横）の
動きに応答して生み出される加重力に注目する。ここで
第３図を参照して、コネクタ２６において従来の支柱１
４によってエンジンナセル１０を支える翼１２の簡略化
された図が示される。横方向の力ＦＬがナセル１０に加
えられるとき、垂直方向の力Ｆｖおよび−Ｆｖがコネク
タ２６および支柱１４を介して生み出され、偶力を形成
する。同様に、横方向のカーＦＬ　　（第３Ｂ図）はナ
セルに対して反対方向に働きかけ、垂直方向のカーＦｖ
およびＦｖはコネクタ２６を介して翼に対して反作用す
る。この様態で、ナセルに対する振動力が翼に伝達され
る。

ナセルの振動の横方向の固有周波数は成る程度支柱の剛
性によって定められ、それは次いでスパーおよび隔室の
ような支柱の構造上コンポーネントを慎重に設計するこ
とによって制御される。ナセルの横方向周波数の重要性
は、すべての支柱が前に述べた従来の形状を有する航空
機に対するナセルの横方向周波数の関数としてのフラッ
タ速度のグラフである第４図を参照すると明らかになる
。

すなわち、左側真上のナセルおよび支柱の横方向周波数
は、同様に位置決めされた右側翼上のナセルおよび支柱
（“対称的設計”と呼ぶ）と同一に形作られる。連邦の
規制に従って、翼は航空機の認められた急降下速度の少
なくとも１．２倍のフラッタ速度を有さなくてはならな
い。第４図の典型的なグラフにおいて示されるように、
ナセルの横曲げ周波数毎秒的１．８と２．０サイクル（
Ｈ２）の間に窓があり、そこでは航空機の対気速度は１
．２Ｖａに達し得、かつ、なお翼フラッタを回避し得る
。この場合、前に述べた従来の支柱はナセルの横曲げ周
波数が窓の内側に配置されるように“合わせ”得る。

第１図および第２図に示される従来の支柱を用いたいく
つかのエンジンナセルの形状においては、このフラッタ
窓は本来閉じられている。第５図のグラフによって示さ
れるように、翼フラッタの開始は１．２Ｖｄより下の対
気速度で起こり、最高対気速度はＬ　　９Ｈｚよりわず
かに下の横曲げ周波数において得られる。この従来の形
状は、フラッタを回避するために航空機の最大運転速度
が減少することを要求する。代替的に、翼はフラッタ速
度を１．２ＶＤより上に上げるために堅くされ得る。し
かしながら剛性材料をさらに加えるごとは航空機に対し
て重量に関する不利益を加えることになる。

この発明の支柱の設計は速度を減少させることなくまた
は翼をさらに堅くすることによる重量に関する不利益な
しにこの問題を克服する。ナセル取付支柱が、左側翼上
のナセルが右側翼上のナセルの横曲げ周波数と異なる横
曲げ周波数を有するように（ナセルはたとえば右側外方
位置および左側外方位置という向い合う翼上の同じ相対
位置に配置される）形作られるとき、フラッタは排除さ
れるかまたは少なくともかなり高い対気速度になるまで
後に引き延ばされることがわかった。胴体の両側のナセ
ルが異なる横曲げ周波数（非対称の支柱設計）を持つこ
とを許容する左側および右側支柱を設けるというこの概
念は左および右支柱が共通な横曲げ周波数に合わされる
ようにナセルを取付けるという従来の様態とは全（異な
る。より広くいうならば、この発明は左側および右側翼
が異なる固有周波数で振動するように航空機を形成する
ことによって翼フラッタを排除するために作用する。

この概念は第６図のグラフによって表わされており、４
つのエンジンを有する航空機上の左側外方ナセルは１．
７６Ｈｚの固有周波数で振動するように作られかつ右側
外方ナセルはいくつかの異なる横曲げ周波数の実験的な
範囲を通じて調整されている。第６図に示されるように
、右側外方ナセルが少なくとも１．９Ｈｚの横曲げ周波
数を有するとき、フラッタの開始は１．２Ｖ、を越える
対気速度で起こる。

非対称な支柱設計を達成するために、第７図に示される
取付支柱が設けられ、そこでは第１図および第２図を参
照して述べた従来の支柱と共通なエレメントがプライム
符号（′）を付けた共通な番号によって識別されている
。第７図にはエンジンナセルを翼に取付けるための、７
０で示された支柱の部分が表わされている。この支柱の
部分は隔室４０ｂ′から後方に延びかつ後部隔室４０ｃ
で終端している。この設計は支柱を翼に接続するために
、第１図のコネクタ２６の代わりに１対の平行なスプリ
ングはり７２を設けている。すなわち、各スプリングは
り７２は各スプリングはりの前端部７４が隔室４０ｂ′
に固定されるように前後方向に延びている。第１図の中
央スパーは隔室４０ｂ′から後方に延びる左右の平行は
り７５によって形成される。スプリングはり７２の１つ
が各はり７５の外方に配置されている。各スプリングは
り７２の後端部には従来の様態で翼に取付けられたコネ
クタ７８の雌部分がある。

この発明において、左右の翼上のナセルの固有横曲げ周
波数は異なる。この異なる横曲げ周波数は左右のナセル
支柱の、異なる剛性を有するスプリングはり７２によっ
て得られる。典型的な実施例において、ボーイング７４
７航空機の右側外方ナセル支柱内のスプリングはり（第
８図）は、左側外方ナセル支柱内のスプリングはり７２
′（第９図）の断面の高さ寸法ｈ′より大きな断面高さ
寸法りを有する。ここでプライム符号の付いた番号は右
側のスプリングはりコンポーネントにあてはまりかつプ
ライム符号の付いていない番号は左側のコンポーネント
にあたる。この様態で、右側外方のナセル支柱は左側外
方のナセル支柱より堅い。この発明の独自の特徴は、左
側および右側のナセル支柱のスプリングはりの各縦軸に
沿った垂直方向の可撓性におけるこの差である。

ここで第７図ないし第９図を参照して、回転ベアリング
７９が各スプリングはり７２の前方と後方端部との間に
配置されている。回転ベアリング７９はピン（図示せず
）によってトラニオン８０内に支えられ、それはトラニ
オン内の横孔およびベアリング７９内の中央開口８１を
介して延びる。

左右トラニオン８０は中央スパーを形成するはり７５の
後方端部に取付けられる。この様態で、ベアリング７９
とコネクタ７８との間に延びる各スプリングはりの部分
は片持され、片持ちされた部分はベアリング７９内でわ
ずかに回転することが許されている。各トラニオン８０
に対する支えは隔室４０ｄによって与えられる。隔室４
０ｄはその下端部が下部スパー４２′　にかつその上端
部が各トラニオン８０の底部に取付けられている。隔室
４０ｄの上端部もまた中央スパーはり７５の後端部に取
付けられている。

この発明において、エンジンナセルに対して加えられた
水平方向の力ＦＬ　（第７図）は、第３Ａ図および第３
Ｂ図を参照して述べたＦｖおよび−Ｆｖと類似のカコン
ポーネントを生み出す。これらの力は垂直な反対方向に
働き、スプリングはりの片持ち部分の運動を上下させる
。このようにスプリングはりの可撓性を制御することに
よってエンジンナセルの振動の固有周波数を制御するこ
とが可能である。すなわち、その材料合成同様スプリン
グはりの垂直および／または厚さの寸法を制御すること
によって、はりの正確な剛性が既知の様態で制御される
。次いで、エンジンナセルの横曲げ周波数はスプリング
はりの剛性の関数である。

この発明の典型的な実施例において、第１図および第２
図に示された従来の支柱１４は、内方のエンジンナセル
をボーイング７４７航空機の左側および右側翼に取付け
るために用いられ、一方この発明の支柱７０は外方のエ
ンジンナセルを左側および右側翼に取付けるために用い
られる。内方の支柱は各々のナセル横曲げ周波数が同じ
になるように調整されるが、左側外方の支柱はナセルが
１．７６Ｈｚの横曲げ周波数を有するように調整され、
反対側外方の支柱はナセルの横曲げ周波数が２．１１Ｈ
ｚになるように調整される。この形状において、風胴ト
ンネルテストの間、翼フラッタは１，２Ｖｄ以上の速度
になることが避けられた。理論に縛られることは望まし
くないが、左側と右側翼との振動周波数が違なることで
、翼フラッタが相互に抑制されることが推測される。

この発明の好ましい実施例の先の説明は、例示および説
明のために提示された。余すところがないこと、または
この発明を開示された厳密な形式に限定することは意図
されていない。明らかに、当業者には多くの修正および
変更が明らかになるであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はエンジンナセルを航空機の翼に取付けるための
従来の支柱を示す側面図である。 第２図は第１図に示される従来の支柱の部分の部分等角
図である。 第３Ａ図および第３Ｂ図はナセルが横方向の力にさらさ
れるとき、従来の支柱において生み出される反力（Ｆｖ
　）を示す簡略化された図である。 第４図は従来の支柱形状に対する、フラッタ（不安定）
とノン−フラッタ（安定）な動作との境界を、航空機速
度とナセルの横曲げ周波数との関数で示したグラフであ
る。 第５図は第４図のグラフ同様、従来の支柱形状に対して
、航空機の要求される最大運転速度に達する前にフラッ
タか起こることを示すグラフである。 第６図は第４図のグラフ同様この発明の装置および方法
を組入れる航空機のためのグラフである。 第７図はこの発明の典型的な実施例のナセル取付支柱の
部分等角図である。 第８図は第１の断面高さ寸法を有するスプリングはり部
材の側面図である。 第９図は第１の断面高さ寸法より小さな第２の断面高さ
寸法を有する別のスプリングはり部材の側面図である。 図において、４０ｂ′および４０ｃは隔室、７５ははり
、７８はコネクタおよび８０はトラニオンである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）第１および第２揚力面を有する航空機における翼
   フラッタを防ぐ方法であって、 前記第１揚力面の第１エレメントおよび前記第２揚力面
   の第２エレメントを力にさらすステップと、 前記力に応答して振動する様態で前記第１および第２エ
   レメントを動かすステップと、 前記第１および第２エレメントの振動に応答して前記第
   １および第２揚力面を振動させるステップと、 前記第１エレメントが前記第２エレメントと異なる周波
   数で振動するように前記第１および第２エレメントを調
   節するステップと、 異なる周波数で振動する前記第１および第２エレメント
   に応答して、異なる周波数で前記第１および第２揚力面
   を振動させるステップとを含む、方法。 （２）前記調節するステップは、前記第１エレメントが
   前記第２エレメントとは異なる周波数で振動するような
   様態で、前記第１エレメントを前記第１揚力面にかつ前
   記第２エレメントを前記第２揚力面に接続させるステッ
   プを含む、請求項１に記載の方法。 （３）前記第１揚力面は前記航空機の第１の翼でありか
   つ前記第２揚力面は前記航空機の反対側の第２の翼であ
   る、請求項２に記載の方法。 （４）前記第１エレメントは第１の取付エレメントによ
   って前記第１翼に接続されかつ前記第２エレメントは第
   ２の取付エレメントによって前記第２翼に接続され、か
   つ 前記調節するステップの間の、前記第１エレメントおよ
   び前記第２エレメントの振動周波数は、前記第１取付エ
   レメントの剛性と前記第２取付エレメントの剛性が異な
   るように剛性を調節することによって規定される、請求
   項３に記載の方法。 （５）前記第１および第２エレメントは前記第１および
   第２翼から懸下されたエンジンナセルである、請求項４
   に記載の方法。 （６）翼フラッタを防ぐように形作られた航空機であっ
   て、 第１翼手段および第２翼手段と、 第１翼エレメントおよび第２翼エレメントと、前記第１
   翼エレメントおよび前記第２翼エレメントが力にさらさ
   れるとき、前記第１翼エレメントは前記第２翼エレメン
   トと異なる周波数で振動するような様態で、前記第１翼
   エレメントを前記第１翼手段に取付けるための第１手段
   および前記第２翼エレメントを前記第２翼手段に取付け
   るための第２手段とを含む、航空機。 （７）前記第１翼手段が前記第２翼手段とは異なる周波
   数で振動するような様態で、前記第１翼エレメントの振
   動を前記第１翼手段に伝達するための手段と前記第２翼
   エレメントの振動を前記第２翼手段に伝達するための手
   段とを含む、請求項６に記載の航空機。 （８）前記第１取付手段は第１部材を含みかつ前記第２
   取付手段は第２部材を含み、かつ前記第１部材は、前記
   第１および第２翼エレメントが力にさらされるとき、前
   記第１翼エレメントが前記第２翼エレメントとは異なる
   周波数で振動するように、前記第２部材とは異なる剛性
   を有する、請求項７に記載の航空機。 （９）前記第１取付手段は前記第１翼エレメントを前記
   第１翼手段から懸下するため第１支柱手段を含み、 前記第２取付手段は前記第２翼エレメントを前記第２翼
   手段から懸下するための第２支柱手段を含み、 前記第１支柱手段は前記第１翼エレメントと前記第１翼
   手段との間に接続される第１部材を含み、前記第２支柱
   手段は前記第２翼エレメントと前記第２翼手段との間に
   接続される第２部材を含み、かつ 前記第１部材は、前記第１および第２翼エレメントが変
   位力にさらされるとき、前記第１翼エレメントが前記第
   ２翼エレメントとは異なる周波数で振動するように、前
   記第２部材とは異なる可撓性を有する、請求項８に記載
   の航空機。 （１０）胴体を有する航空機であって、 胴体の両側に取付けられた第１揚力面手段および第２揚
   力面手段と、 第１の物体および第２の物体と、 前記第１の物体および前記第２の物体が力にさらされる
   とき、前記第１の物体は前記第２の物体とは異なる周波
   数で振動させられるような様態で、前記第１の物体を前
   記第１揚力面手段に取付けるための第１手段および前記
   第２の物体を前記第２揚力面手段に取付けるための第２
   手段とを含み、前記第１取付手段はさらに、前記第１揚
   力面手段が、フラッタを減少させるように前記第２揚力
   面手段とは異なる周波数で振動するような様態で、前記
   第１の物体の振動を前記第１揚力面手段に伝達するため
   の手段および、前記第２の物体の振動を前記第２揚力面
   手段に伝達するための手段とを含む、航空機。 （１１）前記第１取付手段は前記第１の物体と前記第１
   揚力面手段との間に配置される第１取付部材を含み、 前記第２取付手段は前記第２の物体と前記第２揚力面手
   段との間に配置される第２取付部材を含み、かつ 前記第１取付部材は、前記第１および第２の物体が力に
   さらされるとき、前記第１の物体が前記第２の物体とは
   異なる周波数で振動するような様態で、前記第２取付部
   材とは異なる、請求項１０に記載の航空機。 （１２）前記第１および第２の物体はエンジンであり、 前記第１および第２取付手段は支柱であり、かつ 前記第１および第２揚力面手段は翼である、請求項１１
   に記載の航空機。 （１３）前記第１取付手段は前記第１の物体と前記第１
   揚力面手段との間に配置される第１ビーム手段を含み、 前記第２取付手段は前記第２の物体と前記第２揚力面手
   段との間に配置される第２ビーム手段を含み、かつ 前記第１ビーム手段は、前記第１および第２の物体が力
   にさらされるとき、前記第１の物体が前記第２の物体と
   は異なる周波数で振動するような様態で、前記第２ビー
   ム手段とは異なる、請求項１０に記載の航空機。 （１４）前記第１ビーム手段は、力にさらされるとき前
   記第１の物体が前記第２の物体とは異なる周波数で振動
   するように、前記第２ビーム手段とは異なる可撓性を有
   する、請求項１３に記載の航空機。 （１５）前記第１取付手段は前記第１の物体を前記第１
   揚力面手段から懸下するための第１手段を含み、 前記第２取付手段は前記第２の物体を前記第２揚力面手
   段から懸下するための第２手段を含み、かつ 前記第１懸下手段は、前記第１および第２の物体が力に
   さらされるとき、前記第１の物体が前記第２の物体とは
   異なる周波数で振動するような様態で、前記第２懸下手
   段とは異なる、請求項１０に記載の航空機。 （１６）前記第１および第２の物体はエンジンであり、 前記第１および第２懸下手段は支柱であり、かつ 前記第１および第２揚力面手段は翼である、請求項１５
   に記載の航空機。 （１７）前記第１取付手段は前記第１の物体を前記第１
   揚力面手段から懸下するための第１支柱手段を含み、 前記第２取付手段は前記第２の物体を前記第２揚力面手
   段から懸下するための第２支柱手段を含み、 前記第１支柱手段は前記第１の物体と前記第１揚力面手
   段との間に配置される第１支柱部材を含み、 前記第２支柱手段は前記第２の物体と前記第２揚力面手
   段との間に配置される第２支柱部材を含み、かつ 前記第１支柱部材は、前記第１および第２の物体が力に
   さらされるとき、前記第１の物体が前記第２の物体とは
   異なる周波数で振動するように、前記第２支柱部材とは
   異なる可撓性を有する、請求項１０に記載の航空機。 （１８）航空機におけるフラッタを減少させる方法であ
   って、 胴体と、胴体の異なる位置に取付けられる第１および第
   ２揚力面とを有する航空機を与え、第１の物体および第
   ２の物体を与え、 前記第１および第２の物体が力にさらされるとき、前記
   第１の物体が前記第２の物体とは異なる周波数で振動し
   、かつ前記第１の物体の振動が前記第１揚力面に伝達さ
   れかつ前記第２の物体の振動が前記第２揚力面に伝達さ
   れるような様態で、前記第１の物体を前記第１揚力面に
   かつ前記第２の物体を前記第２揚力面に取付け、かつ 前記第１の物体および前記第２の物体から伝達された振
   動に応答して、前記第２揚力面とは異なる周波数で前記
   第１揚力面を振動させる、方法。 （１９）前記第１の物体は第１取付手段によって前記第
   １揚力面に取付けられ、 前記第２の物体は第２取付手段によって前記第２揚力面
   に取付けられ、かつ 前記第１取付手段は、力にさらされるとき前記第２の物
   体とは異なる周波数で前記第１の物体が振動するような
   様態で、前記第２取付手段とは異なる、請求項１８に記
   載の方法。（２０）前記第１および第２揚力面手段は翼
   であり、 前記第１および第２の物体はエンジンであり、かつ 前記第１および第２取付手段は支柱である、請求項１９
   に記載の方法。 （２１）前記第１取付手段は第１ビーム手段を含み、か
   つ 前記第２取付手段は第２ビーム手段を含む、請求項１９
   に記載の方法。 （２２）前記第１ビーム手段は、力にさらされるとき前
   記第１の物体が前記第２の物体とは異なる周波数で振動
   するように、前記第２ビーム手段とは異なる可撓性を有
   する、請求項２１に記載の方法。