JP6917258B2 - 航空機フラップヒンジ - Google Patents

Description

本開示は、一般に、航空機用の後縁翼フラップ、及び後縁翼フラップを展開するための支持構造に関する。より詳細には、本開示は、比較的小さい空力フェアリングに密閉され得る、航空機翼の後縁に翼フラップを枢着するための小さいフットプリントを有するフラップヒンジ組立体に関する。

航空機は、通常、固定翼構造の後縁に可動に取り付けられた１以上のフラップを有する。この種の後縁翼フラップは、２つの機能、すなわち、（ａ）高揚抗比の離陸構成を提供する機能、及び、（ｂ）高揚力係数の着陸構成を提供する機能、を果たす。離陸のための高揚抗比は、（ａ）高ファウラ運動（すなわち、翼の投影面積を増大させる後方運動）、（ｂ）単一の短い収束スロット、及び、（ｃ）小フラップ偏向角度、を伴う後縁翼フラップ位置で達成することができる。着陸のための高揚力係数は、（ａ）高ファウラ運動、（ｂ）フラップと翼との間の短い収束スロット（及び、ダブルスロッテッドフラップ構成用の２つのそのようなスロット）、及び、（ｃ）高フラップ偏向角度を必要とする。論理的には、フラップ偏向角度に対する最良のファウラ運動の進展は、フラップが最初にほとんどまたは全く回転せずに後方へ移動し、フラップの後方への移動の終わりに、着陸構成のために下方に偏向する、というものである。この運動にできるだけ近づけたフラップ支持構造が最も望ましい。

後縁翼フラップをこれが収容され離陸する構成と着陸する構成との間で案内しかつ駆動するための様々なフラップ支持構造が開発されており、フラップ支持構造のほとんどが、いくつかの複雑な機械的リンク機構を組み込んでいる。この種のフラップ支持構造は、通常はフラップの下面上に配置されるので、翼の下部後方縁部の下の気流の中に延伸していて、望ましくない抗力を引き起こす。飛行機の性能は、抗力を最小限に抑えることにより高められるので、このことは、飛行機オペレータにとって費用節減に直接相関し得る。抗力を低減するために、フラップ支持構造は空力フェアリングで覆われ、空力フェアリングは翼及びフラップの下面に取り付けられる。さらに抗力を最小限に抑えるために、フェアリングは、小さく狭い断面積（すなわち、流れ方向のフェアリング投影面積）を有することが望ましい。狭い断面積を有する空力フェアリングは、ボーイング７７７Ｘ航空機上の機外フラップの形態である。狭いフェアリングを実現するために、フラップをボーイング７７７Ｘの翼の後縁に連結するフラップヒンジ取付具は、狭いフェアリングロフト内にとどまるように曲げられた、フラップの下面上の取付フットプリントとなるようにクランク状に曲げられており、いくつかの引張継手と、非効率的な荷重経路と、関連する増大した重量及び製造複雑性とを含む。

当技術分野では、抗力を最小限に抑えるために狭い断面積を有する空力フェアリングの使用を可能にし、既知の構成、構造及び方法に勝る他の利点を提供するために、より効率的な荷重経路を有する単純で軽量の構造と翼及びフラップの下面上の小さい取付フットプリントとを有する、後縁翼フラップを展開するための改良型支持構造が必要である。

前述の目的、並びに他の目的は、航空機翼の後縁にフラップを枢着するための、フラップの下面上に小さい外部フットプリントを有する軽量のフラップヒンジ組立体によって達成される。フラップヒンジ組立体は、特に、翼後方の航空機の一部に対して鋭角を作る後退翼構造を有する航空機翼に適用される。フラップヒンジ組立体は、フラップの内部支持リブ、及び、フラップの下部外板の開口部を挿通し、フラップ内の内部支持リブをフラップの下面の外部に配置されたヒンジ取付具に連結するリンクと一体化される。したがって、フラップヒンジ組立体の構造の大部分が、フラップ箱の外部下面からフラップ箱の内部に移される。この構成により、フラップ外部のヒンジ取付具が典型的なヒンジ取付具よりも小さい取付フットプリント（すなわち、フラップの下面上の小さい面積）を有することが可能になると共に、抗力を最小限に抑えるためにより狭い断面積を有する空力フェアリングを使用することが可能になる。フラップヒンジ組立体はまた、比較的決定的な荷重経路を示して、内部荷重計算のための有限要素モデリング（ＦＥＭ）への依存度を下げて、非経常的な解析費用の対応する節減を可能にし、したがって費用を節減し、製造効率及び飛行効率を向上させる。

本開示の一態様では、航空機翼の後縁にフラップを枢着するためのフラップヒンジ組立体が提供される。フラップは、複数の桁及び桁間を連結する複数のリブを備えるフラップボックス構造とフラップボックス構造を取り囲む外板とを有するタイプのものである。フラップヒンジ組立体は、外板の内部に、フラップボックス構造の前桁と後桁か中央桁のどちらかとの間に配置される内部支持リブを備える。ヒンジ取付具が、外板の外部にフラップボックス構造の前桁に近接して配置され、作用点及びヒンジ点を有する。リンクが、フラップの下部外板の開口部を挿通し、内部支持リブをヒンジ取付具に連結する。リンクは、リンクのそれぞれの端部に第１の孔及び第２の孔を有する全体として細長い構造を備え、第１の孔及び第２の孔はそれぞれ、二面剪断で作用するピン継手を介して内部支持リブ及びヒンジ取付具に連結される。ヒンジ取付具は、下部外板の外部に、フラップの前桁と中央桁との間の距離より短い前桁からの翼弦方向距離にわたって延伸し、したがって、フラップの下面上に小さいフットプリントを提供する。

本開示の別の態様は、上述したように後縁フラップに組み込まれたフラップヒンジ組立体を有する航空機翼用の後縁フラップに関する。

本開示の他の態様では、外板の外部に配置されるフラップヒンジ組立体のヒンジ取付具は、前桁の略水平フランジの周りに配置される略水平荷重伝達面と前桁の略垂直ウェブの周りに配置される略垂直荷重伝達面とをさらに備える。ヒンジ取付具の略水平荷重伝達面は、前桁の略水平フランジの第２の長さにほぼ等しい第１の長さを有し、ヒンジ取付具の略垂直荷重伝達面は、前桁の略垂直ウェブの第４の長さにほぼ等しい第３の長さを有する。

本開示の他の態様では、航空機の翼の後縁にフラップを枢着するための支持構造の外部フットプリントを縮小する方法が開示される。この方法は、フラップの下面に取り付けられる支持構造のさらに小さい外部フットプリントを提供すると共に、狭い断面積を有するフェアリングの使用を可能にする。この方法では、支持構造の内部支持リブが、フラップ外板の内部に、フラップの桁間に配置される。作用点及びヒンジ点を有するヒンジ取付具が、フラップ外板の外部に前桁に近接して配置される。リンクが、フラップの下部外板の開口部を貫通し、内部支持リブ及びヒンジ取付具に連結されて、支持構造の大部分がフラップの内部にあり、支持構造の外部構成要素が小さい外部フットプリントを有するようにする。

論じられてきた形態、機能及び利点、並びにフラップヒンジ組立体及び後縁フラップの他の目的、形態及び利点は、本開示の様々な例で独立に達成することができ、他の例では組み合わされてもよく、それらの例のさらなる詳細は、下記の説明及び図面を参照して理解することができる。

航空機の左翼を示す航空機を上から見た部分図である。 図１Ａに示されている航空機左翼を前方に見た部分図である。 航空機翼の後縁に航空機フラップを連結したフラップヒンジ組立体の部分切取側面図である。 翼の後縁表面から延伸するフラップと翼及びフラップに取り付けられた空力フェアリングとを有する航空機翼を下から見た部分図である。 航空機フラップに航空機翼を連結したフラップヒンジ組立体を下から機内前方に見た部分図である。 フラップヒンジ組立体の分解等角図及び周囲のフラップ構造の部分分解図である。 フラップヒンジ組立体を上から機内前方に見た等角図である。 フラップヒンジ組立体を上から見た図である。 フラップヒンジ組立体を後部に見た図である。 開示されるフラップヒンジ組立体の小さい取付フットプリントと従来技術のフラップヒンジ組立体の大きいフットプリントとを比較したフラップヒンジ線に沿って機内に見た図である。 開示されるフラップヒンジ組立体の小さい取付フットプリントと従来技術のフラップヒンジ組立体の大きいフットプリントとを比較した下から見た図である。 典型的な荷重経路を示すフラップヒンジ組立体の（ヒンジ線に沿って機内に見た）分解側面図である。 代替フラップヒンジ組立体の（ヒンジ線に沿って見た）側面図である。 航空機翼の後縁にフラップを枢着するための支持構造の外部フットプリントを縮小する方法の流れ図である。

以下の詳細な説明では、フラップヒンジ組立体の様々な例を航空宇宙構造に関連して記述し、より詳細には、本開示の一般的な原理を例示するために、例えば図１Ａ及び図１Ｂに示されているタイプの後退翼航空機に関連して記述している。本明細書は、本質的に例示的なものにすぎず、開示されるフラップヒンジ組立体、または開示されるフラップヒンジ組立体の適用及び使用を限定するものではない。本開示は、他の類似の適用例または環境において、かつ／または例示的な例の他の類似もしくは同等の変形形態で実施され得ることが、当業者によって認識されるであろう。例えば、図１Ａ及び図１Ｂに示されている航空機翼は、一般に、商用旅客航空機に使用される翼を代表したものであるが、本開示の教示は、他の旅客航空機、貨物航空機、軍用航空機、回転翼航空機、及び他種の航空機もしくは航空ビークル、並びに航空宇宙ビークル、人工衛星、宇宙発射ビークル、ロケット、及び他の航空宇宙ビークル、並びにボート及び他のウォータクラフト、列車、自動車、トラック、バス、あるいは荷重を受けて互いに対して移動する表面を有する他の適当な構造に適用することができる。本開示の分野での当業者に一般に公知の方法、手順、構成要素、または機能は、本明細書に詳述されないことに留意されたい。

図１Ａ及び図１Ｂはそれぞれ、胴体１２、翼１４、及び翼下搭載エンジン１６を有する例示的な航空機１０の部分上面図及び部分背面図を示す。翼１４は後退翼構造を有するタイプのものであり、翼１４の翼軸線（図１Ａに破線で示されている）は胴体１２の長手方向軸線（破線Ｂで示されている）に対して鋭角Ｃを作る。翼１４は、機内フラップ１８と１以上の機外フラップ２０とを含む複数の後縁フラップ１７を有し、フラップはすべて翼固定後縁２２に可動に取り付けられる。フラップ１７は、複数のフラップ支持構造（図１Ａ及び図１Ｂには示されていない）によって支持されかつ翼固定後縁２２に対して可動であり、複数のフラップ支持構造はそれぞれ、飛行中の抗力を最小限に抑えるために空力フェアリング２４で覆われる。フェアリング２４は、翼１４及びフラップ１７の下面に取り付けられる。航空機１０のような典型的な航空機では、フラップ支持構造は、全部または一部において、翼１４の翼軸線Ａに対してほぼ垂直なフラップ１７の下面上に配置される。最も空力学的なフェアリング２４を提供するために、フェアリングは、好ましくは、胴体１２の長手方向軸線Ｂにほぼ平行な流れ方向に配置され、機外フラップ２０の場合、翼１４の翼軸線Ａに対して鋭角Ｃに（垂直ではない）配置される。したがって、少なくとも機外フラップ２０の場合、フェアリング２４の幅は、フラップ支持構造の角度をつけた幅を覆うのに十分な広さでなければならない。

開示されるフラップヒンジ組立体３０は、小さい取付フットプリント３２（すなわち、フラップ１７の下面上の小さい面積）を有する改良型のフラップ支持構造であるので、空力フェアリング２４が小さい断面積２６を有することが可能になり、このことはさらに、飛行中の抗力を最小限に抑えて航空機の総合効率を高める。図９Ａ及び図９Ｂは、例えば、ボーイング７８７−９航空機の機外フラップ２０上の標準ストレートヒンジ取付具タイプのフラップ支持構造１００（標準ストレートヒンジ取付具）の大きいフットプリント１０２に比べて、機外フラップ２０の下面３４へのフラップヒンジ組立体３０の小さい取付フットプリント３２を示す図である（図９Ａはヒンジ線に沿って機内に見た図を示し、図９Ｂは機外フラップ２０の下面３４を下から見た図を示す）。２つのフェアリング２４のフェアリング縁部２４Ａ及び２４Ｂは、フェアリング２４の対応するサイズの差を示すために描かれている。本開示のフラップヒンジ組立体３０と共に使用されるフェアリングは、典型的なフラップ支持構造１００の大きいフットプリント１０２に適合するように幅広でなければならない、フラップ支持構造１００と共に使用されるフェアリングよりも狭い横断面を有する（フェアリング縁部２４Ａは、フェアリング縁部２４Ｂよりもフラップヒンジ組立体３０に近接している）。これにより、フラップヒンジ組立体３０と共に使用されるフェアリング２４は、抗力を低減して空力特性を向上させた小さい断面積２６を有することが可能になる。フラップヒンジ組立体３０は、特に、翼１４の翼軸線Ａに対してフェアリング２４によって鋭角Ｃが作られる機外フラップ２０に適用される。しかし、フラップヒンジ組立体３０は、一般に流れ方向及び胴体１２の長手方向軸線Ｂに平行になるように配置される、機内フラップ１８用の典型的な支持構造に取って代わることもできる。

図２〜図４を参照すると、フラップヒンジ組立体３０は、フラップ１７のうちの１つを翼１４の翼固定後縁２２に可動に連結する。この例では、上記図面は機外フラップ２０を参照しているが、機内フラップ１８または他種の航空宇宙構造の場合も概念は同じである。翼１４の後縁２２は、通常、翼下部外板３８の下に後縁２２から後方に延伸し、機外フラップ２０に連結するための後縁ヒンジ構造３６の遠位端にある１対の離間されたピボットラグ４０で終端する翼ヒンジ構造３６が装備されている。フラップヒンジ組立体３０は、フラップ下部外板４６の下に、典型的には機外フラップ２０の前縁４８の前方に延伸するヒンジ取付具４４を有する。ヒンジ取付具４４は、ヒンジ取付具４４の上端部に近接する作用点５０とヒンジ取付具４４の下端部に近接するフラップヒンジ点５２とを有し、共に機外フラップ２０の前縁４８の前方に配置される。翼１４の翼ヒンジ構造３６の離間されたピボットラグ４０は、離間ピボットラグ４０とフラップヒンジ点５２の両方の整列された孔４２を貫通する任意のタイプの枢動ピンを介してフラップヒンジ点５２に枢動可能に連結される。翼１４の後縁２２と機外フラップ２０の前縁４８との間には空間５８が設けられる。翼ヒンジ構造３６及び機外フラップ２０のヒンジ取付具４４を覆うために、空力フェアリング２４が空力フェアリング２４の縁部２４Ａにおいて機外フラップ２０の下面３４に取り付けられる。空力フェアリング２４は、翼１４に対する機外フラップ２０の相対移動を容易にするために、翼１４に取り付けられる前部フェアリング５４と機外フラップ２０に取り付けられる後部フェアリング５６とで構成することができる。図３に示されているように、フェアリング２４は、フェアリング２４を流れ方向に配置するために、フラップヒンジ組立体３０及び翼１４の後縁２２に対して角度をなして翼１４及び機外フラップ２０に取り付けられる。フラップヒンジ組立体３０の小さいフットプリント３２により、フェアリング２４は、抗力を最小限に抑えて空気力学的効率を向上させるために、この構成で狭い断面積２６を有することが可能になる。

航空機翼１４の後縁２２にフラップ１７を枢着するためのフラップヒンジ組立体３０は、図５〜図８にさらに詳細に示されている。機内フラップ１８及び機外フラップ２０は、前桁６０と後桁６２と前桁６０及び後桁６２を連結する複数のリブとを備えるフラップボックス構造を有するタイプのものである。フラップ外板６４がフラップボックス構造を取り囲んで、前桁６０、後桁６２及び複数のリブを密閉する。フラップ１７の外部にヒンジ取付具４４の小さい取付フットプリント３２を設けるために、フラップヒンジ組立体３０の構造の大部分が、フラップ１７の外部下面３４からフラップ外板６４の内部に移される。内部支持リブ６６が、ヒンジ取付具４４を構造的に支持するために、フラップ外板６４の内部に、フラップボックス構造の前桁６０と後桁６２か中央桁７４のどちらかとの間に配置され、ヒンジ取付具４４は、外板６４の外部にフラップボックス構造の前桁６０に近接して配置される。リンク６８が、フラップ外板６４の下部外板４６の開口部７０を貫通し、内部支持リブ６６をヒンジ取付具４４に連結する。内部支持リブ６６及びヒンジ取付具４４はそれぞれ、当技術分野で典型的であるように、構造内に代替荷重経路を設けるために主部分及び副部分で構成され得る。図５に示されているように、内部支持リブ６６は、主リブ６６Ａと主リブ６６Ａの両側に配置される２つの副リブ６６Ｂとで構成され、ヒンジ取付具４４は、主取付具４４Ａと主取付具４４Ａの両側に配置される２つの副取付具４４Ｂとで構成される。内部支持リブ６６は、フラップ下部外板４６に締結具４７で取り付けられ、締結具４７は、航空宇宙用途に適した任意のタイプの締結具でよい。

内部支持リブ６６、または図示のように副リブ６６Ｂは、フラップボックス構造内に中央桁７４を取り付けるための内部支持リブ６６の側面上に中央桁取付点７２を含む。中央桁７４は、前桁６０及び後桁６２とほぼ平行になるようにかつ前桁６０と後桁６２との間に配置される。ヒンジ取付具４４は、下部外板４６の外部に、前桁６０と中央桁７４との間の距離より短い前桁６０からの翼弦方向距離にわたって延伸するように配置される。この小さい翼弦方向距離は、フラップ１７の下面３４上のフラップヒンジ組立体３０の小さい取付フットプリント３２に寄与する。

小さい取付フットプリント３２にさらに寄与し、フラップヒンジ組立体３０の荷重伝達特性と向上させるために、ヒンジ取付具４４は、前桁６０の下部略水平フランジ８０の周りに配置される略水平荷重伝達面７６と、前桁６０の略垂直ウェブ８２の周りに配置される略垂直荷重伝達面７８と、をさらに備える。ヒンジ取付具４４の略水平荷重伝達面７６は、前桁６０の下部略水平フランジ８０の第２の長さにほぼ等しい第１の長さを有し、ヒンジ取付具４４の略垂直荷重伝達面７８は、前桁６０の略垂直ウェブ８２の第４の長さにほぼ等しい第３の長さを有する。略水平荷重伝達面７６及び垂直荷重伝達面７８は、典型的には、フラップボックスに圧接する（引張りではない）ことにより荷重を伝達し、このことは、フラップヒンジ組立体３０の荷重伝達特性をさらに高める。

ヒンジ取付具４４を内部支持リブ６６に連結するリンク６８は、リンク６８のそれぞれの端部に第１の孔８４及び第２の孔８６を有する全体として細長い構造を備える。リンク６８は一体構造として形成されてもよく、あるいは、図５に示されているように、背中合わせ構成の主リンク６８Ａ及び副リンク６８Ｂで形成されてもよい。リンク６８の第１の孔８４及び第２の孔８６は、当技術分野で知られている任意のタイプのピン継手８９、例えば、二面剪断で作用する（ピンの両側に保持される）ピンインピン継手を介して内部支持リブ６６及びヒンジ取付具４４に連結される。内部支持リブ６６は、リンク６８の第１の孔８４を内部支持リブ６６に連結するための、中央桁取付点７２に近接して前桁６０と中央桁７４との間に配置されるリンク取付点８８を備える。図７を参照すると、リンク取付点８８は、２つの離間された翼弦方向ウェブ６７が前部領域９２、中央領域９４及び後部領域９６で互いに連結されて２つの翼弦方向ウェブ６７の間に空間９７を形成することで内部支持リブ６６を構造化することによって形成することができる。リンク６８は、前部領域９２と中央領域９４との間に形成された空間９７のうちの１つの中で連結される。ヒンジ取付具４４は、リンク６８の第２の孔８６をヒンジ取付具４４に連結するための連結フランジ９０を備える。連結フランジ９０は、ヒンジ取付具４４のヒンジ点５２と略水平荷重伝達面７６との間に配置される。

ヒンジ取付具４４がリンク６８を介して内部支持リブ６６に連結されると、リンク６８の第１の孔８４及び第２の孔８６とヒンジ取付具４４のヒンジ点５２とが、図２に示されている実質的な直線Ｄに整列される。直線Ｄは、さらに小さい取付フットプリント３２を設けるために、下部外板に対して９０度を超え約１３５度未満の後方角度Ｅを作る。

上記の構造形態はすべて、フラップヒンジ組立体３０の小さい取付フットプリント３２に寄与する。フラップヒンジ組立体３０の外部構造（ヒンジ取付具４４及びリンク６８の一部を含む）の体積は、キンクもしくはクランク設計の外部構造体積（約２５０立方インチ）またはストレートヒンジの外部構造体積（約１５０立方インチ）よりも実質的に小さい約１２０立方インチであり、結果として、典型的なストレートヒンジに必要なフェアリングの幅と比べて約１５％狭めた２１インチの幅、したがって縮小した断面積２６を有するフェアリング２４を使用できるようになる。この小さい取付フットプリント３２もまた、各フラップヒンジ組立体３０に関してキンクもしくはクランク設計の重量に比べて約２１％の重量減少（約５２ポンドに比べて約４３ポンド）をもたらし、ボーイング７７７と同等サイズの航空機に対して約１４０ポンドの減少をもたらす。

フラップヒンジ組立体の設計は、内部荷重計算用のＦＥＭへの依存度を下げることにより構造解析を簡略化し、非経常的な解析費用の対応する節減を可能にし、かつ既存の設計に比べて軽量化を可能にする決定的な荷重経路も提供する。フラップヒンジ組立体３０は、通常はストレートヒンジまたはクランクヒンジをフラップ１７の下面３４に連結するために使用される多数の引張継手の代わりに、ヒンジ取付具４４の連結フランジ９０及び内部支持リブ６６のリンク取付点８８にある剪断接合部と略水平荷重伝達面７６及びヒンジ取付具４４の垂直荷重伝達面７８にある圧縮継手とを介してより効率的な荷重伝達を提供すると共に、より重いより非効率的な「バスタブ」型の引張継手の使用を回避する。図１０は、フラップ取付境界面荷重１１０、圧縮荷重１１２、リンク６８を介した引張荷重１１４、及び内部支持リブ６６の周りの剪断荷重１１６を含む、ヒンジ取付具４４、リンク６８及び内部支持リブ６６を通る効率的な荷重経路を示すフラップヒンジ組立体３０の分解側面図である。典型的な空気負荷下では、フラップヒンジモーメントは、リンク６８（引張荷重）と略水平荷重伝達面７６及び垂直荷重伝達面７８との間に偶力として反作用を及ぼされ、略水平荷重伝達面７６及び垂直荷重伝達面７８は、前桁６０の下部水平フランジ８０及び垂直ウェブ８２と接触し、そこで圧縮荷重１１２が得られる。フラップ取付境界面荷重１１０の主荷重（ＣＸ）は、作用点５０に加えられ、ｘ方向に作用する。この荷重は、前桁６０の垂直ウェブ８２と接触している垂直荷重伝達面７８に対して加えられる水平圧縮荷重（ＦＸ）として反作用を及ぼされる。垂直圧縮荷重（ＦＺ）が略水平荷重伝達面７６に存在し、そこでフラップ下部外板４６の前部領域を介して内部支持リブ６６への圧縮が生じる。（通常運転下で）リンク６８を介して荷重がかかると、この荷重が標準ピン、ラグ及びＵ字形かぎの二面剪断配置構成によりリンク６８の各端部に反作用を及ぼされるところが引張り状態になる。リンク６８の取付けから生じる剪断荷重１１６及び内部支持リブ６６への圧縮荷重１１２は内部支持リブ６６に作用し、前桁６０と後桁６２と中央桁７４との間の連結部に走行荷重（剪断流）として反作用を及ぼされる。この剪断流は、飛行機マルチセル支持リブの反作用荷重の典型である。

ヒンジ取付具４４の縮小した取付フットプリント３２はまた、非室温熱環境にさらされると、フラップヒンジ組立体３０の各材料とフラップボックス（例えば、前桁６０、後桁６２及び中央桁７４）との間の歪み不整合によって引き起こされる負荷の軽減をもたらす。例えば、高温または低温下では、フラップヒンジ組立体３０のアルミニウム材料とフラップ外板６４の炭素繊維材料との間に熱負荷が引き起こされる。縮小した取付フットプリント３２は、これらの望ましくない熱負荷も軽減するであろう。

フラップヒンジ組立体３０の別の態様では、リンク６８の故障を既存のスキュー検出システムによってパイロットに知らせるために、リンク６８用の検出可能故障形態が組み込まれてもよい。これにより、リンク６８は、一次荷重経路及び二次荷重経路を有する代わりに単一荷重経路を有する一体構造として設計することが可能になる、というのは、そうしたら、故障はフラップボックスのねじれにより検出可能となるからである。例えば、図１１に示されているように、作用点５０が配置されるヒンジ取付具４４の上方部分１２０は、内部支持リブ６６と一体形成されてもよく、前桁６０は、内部支持リブ６６の両側にこれに適合するように取り付けるために、２つの部分に分離されてもよい。フラップヒンジ組立体３０の残りの構造は、フラップ下部外板４６の開口部７０を貫通してヒンジ取付具４４を内部支持リブ６６に連結するリンク６８と共に、フラップ１７の下面３４上に小さいフットプリント３２を設けるために他の図でも同じ状態のままである。

本開示の別の態様は、航空機翼１４の後縁２２にフラップ１７を枢着するための支持構造の外部フットプリント３２を縮小する方法に関し、フラップ１７は、前桁６０と、後桁６２と、前桁６０及び後桁６２を連結する複数のリブと、前桁６０、後桁６２及び複数のリブを取り囲むフラップ外板６４と、を有する。図１２を参照すると、方法２００のステップ２０２で、内部支持リブ６６が、フラップ外板６４の内部に、フラップ１７の前桁６０と後桁６２との間に配置される。ステップ２０４で、作用点５０及びヒンジ点５２を有するヒンジ取付具４４が、フラップ外板６４の外部に前桁６０に近接して配置される。ステップ２０６で、リンク６８が、フラップ１７の下部外板４６の開口部７０を貫通し、内部支持リブ６６及びヒンジ取付具４４に連結されて、支持構造の大部分がフラップ１７の内部にあり、支持構造の外部構成要素が小さい外部フットプリント３２を有するようにする。

さらに、本開示は下記付記項による諸実施形態を含む。

付記項１．
航空機の翼の後縁にフラップを枢着するためのフラップヒンジ組立体であって、フラップが、複数の桁と、桁間を連結する複数のリブと、桁及びリブを取り囲む外板とを含むフラップボックス構造を有し、
フラップヒンジ組立体が、
外板の内部に、フラップボックス構造の桁間に配置される内部支持リブと、
作用点及びヒンジ点を有するヒンジ取付具であって、外板の外部に前桁に近接して配置される、ヒンジ取付具と、
フラップの下部外板の開口部を貫通し、内部支持リブをヒンジ取付具に連結するリンクと
を備える、フラップヒンジ組立体。

付記項２．
ヒンジ取付具が、下部外板の外部に、フラップの前桁と中央桁との間の距離より短い前桁からの翼弦方向距離にわたって延伸する、付記項１に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項３．
ヒンジ取付具が、前桁の略水平フランジの周りに配置される略水平荷重伝達面と前桁の略垂直ウェブの周りに配置される略垂直荷重伝達面とをさらに備える、付記項２に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項４．
ヒンジ取付具の略水平荷重伝達面が、前桁の略水平フランジの第２の長さにほぼ等しい第１の長さを有し、ヒンジ取付具の略垂直荷重伝達面が、前桁の略垂直ウェブの第４の長さにほぼ等しい第３の長さを有する、付記項３に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項５．
リンクが、リンクのそれぞれの端部に第１の孔及び第２の孔を有する全体として細長い構造を備え、第１の孔及び第２の孔がそれぞれ、二面剪断で作用するピン継手を介して内部支持リブ及びヒンジ取付具に連結される、付記項１に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項６．
内部支持リブが、リンクの第１の孔を内部支持リブに連結するための、フラップの中央桁に近接して配置されるリンク取付点を備える、付記項５に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項７．
ヒンジ取付具が、リンクの第２の孔をヒンジ取付具に連結するための連結フランジをさらに備え、連結フランジが、ヒンジ取付具のヒンジ点と略水平荷重伝達面との間に配置される、付記項５に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項８．
第１の孔、第２の孔及びヒンジ点が実質的な直線に整列される、付記項７に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項９．
実質的な直線が、下部外板に対して９０度を超える後方角度を作る、付記項８に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項１０．
リンク取付点が、フラップの前桁と中央桁との間に配置される、付記項６に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項１１．
内部支持リブが、内部支持リブの前部領域、中央領域及び後部領域で互いに連結された２つのウェブを備えてこの２つのウェブの間に空間を形成し、リンクが、前部領域と中央領域との間に形成された空間のうちの１つの中で連結される、付記項６に記載のフラップヒンジ組立体。

付記項１２．
航空機翼用の後縁フラップであって、
複数の桁及び桁間を連結する複数のリブを有するフラップボックス構造と、フラップボックス構造を取り囲む外板と、航空機翼の後縁にフラップを枢着するためのフラップヒンジ組立体と
を備え、
フラップヒンジ組立体が、
外板の内部に、フラップボックス構造の桁間に配置される内部支持リブと、
作用点及びヒンジ点を有するヒンジ取付具であって、外板の外部に前桁に近接して配置される、ヒンジ取付具と、
フラップの下部外板の開口部を貫通し、内部支持リブをヒンジ取付具に連結するリンクと
を備える、後縁フラップ。

付記項１３．
ヒンジ取付具が、下部外板の外部に、フラップの前桁と中央桁との間の距離より短い前桁からの翼弦方向距離にわたって延伸する、付記項１２に記載の後縁フラップ。

付記項１４．
リンクが、リンクのそれぞれの端部に第１の孔及び第２の孔を有する全体として細長い構造を備え、第１の孔及び第２の孔がそれぞれ、二面剪断で作用するピン継手を介して内部支持リブ及びヒンジ取付具に連結される、付記項１２に記載の後縁フラップ。

付記項１５．
ヒンジ取付具が、リンクの第２の孔をヒンジ取付具に連結するための連結フランジをさらに備え、連結フランジがヒンジ取付具のヒンジ点と水平荷重伝達面との間に配置される、付記項１４に記載の後縁フラップ。

付記項１６．
内部支持リブが、リンクの第１の孔を内部支持リブに連結するための、フラップの中央桁に近接して配置されるリンク取付点を備える、付記項１４に記載の後縁フラップ。

付記項１７．
リンク取付点が、フラップの前桁と中央桁との間に配置される、付記項１６に記載の後縁フラップ。

付記項１８．
第１の孔、第２の孔及びヒンジ点が実質的な直線に整列される、付記項１５に記載の後縁フラップ。

付記項１９．
実質的な直線が、下部外板に対して９０度を超える後方角度を作る、付記項１８に記載の後縁フラップ。

付記項２０．
航空機の翼の後縁にフラップを枢着するための支持構造の外部フットプリントを縮小する方法であって、フラップが、複数の桁及びこの桁を連結するリブを有するフラップボックス構造と桁及びリブを取り囲むフラップ外板とを備え、
方法が、
フラップ外板の内部に、フラップの桁間に内部支持リブを配置するステップと、
フラップ外板の外部に作用点及びヒンジ点を有するヒンジ取付具を前桁に近接して配置するステップと、
フラップの下部外板の開口部にリンクを貫通させるステップと、
リンクを内部支持リブ及びヒンジ取付具に連結するステップと
を含む、方法。

もちろん、本開示の原理を実施するための他の多くの修正形態及び変形形態が上記説明を考慮すれば考案され得る。例えば、制限なく、フラップヒンジ組立体３０は、ボーイング７８７及び新しい７７７−８／９航空機、または翼下部外板３８の下に延伸する適切な構造梁を有する他の航空機内の既存の翼後縁連結構造に使用することができる、あるいは、フラップヒンジ点５２は、他種の翼後縁連結構造と連結するために容易に修正され得る。フラップヒンジ組立体３０は、複数の桁及び桁間を連結する複数のリブを備える任意のタイプのフラップボックス構造とこのフラップボックス構造を取り囲む外板とに使用することもできる。フラップヒンジ組立体３０の内部支持リブ６６は、フラップのサイズ及び設計検討事項を考慮に入れて、外板６４の内部に、フラップボックス構造の前桁６０と後桁６２か中央桁７４のどちらかとの間に配置することができる。かかる修正形態及び変形形態はすべて、下記の特許請求の範囲に定義されるように、本開示の趣旨及び範囲内にあると見なされることが意図されている。

１０ 航空機、１２ 胴体、１４ 航空機翼、１６ 翼下搭載エンジン、１７ 後縁フラップ、１８ 機内フラップ、２０ 機外フラップ、２２ 翼固定後縁、２４ 空力フェアリング、２４Ａ，４Ｂ フェアリング縁部、２６ 断面積、３０ フラップヒンジ組立体、３２ 小さい取付フットプリント，外部フットプリント、３４ 外部下面、３６ 翼ヒンジ構造，後縁ヒンジ構造、３８ 翼下部外板、４０ １対の離間ピボットラグ、４２ 整列された孔、４４ ヒンジ取付具、４４Ａ 主取付具、４４Ｂ 副取付具、４６ フラップ下部外板、４７ 締結具、４８ 前縁、５０ 作用点、５２ フラップヒンジ点、５４ 前部フェアリング、５６ 後部フェアリング、５８ 空間、６０ 前桁、６２ 後桁、６４ フラップ外板、６６ 内部支持リブ、６６Ａ 主リブ、６６Ｂ 副リブ、６７ 翼弦方向ウェブ、６８ リンク、６８Ａ 主リンク、６８Ｂ 副リンク、７０ 開口部、７２ 中央桁取付点、７４ 中央桁、７６ 略水平荷重伝達面、７８ 略垂直荷重伝達面、８０ 下部略水平フランジ、８２ 略垂直ウェブ、８４ 第１の孔、８６ 第２の孔、８８ リンク取付点、８９ ピン継手、９０ 連結フランジ、９２ 前部領域、９４ 中央領域、９６ 後部領域、９７ 空間、１００ フラップ支持構造、１０２ 大きいフットプリント、１１０ フラップ取付境界面荷重、１１２ 圧縮荷重、１１４ 引張荷重、１１６ 剪断荷重、１２０ 上方部分、Ａ 翼軸線、破線、Ｂ 長手方向軸線、Ｃ 鋭角、Ｅ 後方角度、ＣＸ 主荷重、ＦＸ 水平圧縮荷重、ＦＺ 垂直圧縮荷重

Claims (12)

1. 航空機（１０）の翼（１４）の後縁（２２）にフラップ（１７）を枢着するためのフラップヒンジ組立体（３０）であって、
   前記フラップが、複数の桁と、前記桁間を連結する複数のリブと、前記桁及び前記リブを取り囲む外板（６４）とを含むフラップボックス構造を有し、
   前記外板の内部に、前記フラップボックス構造の前記桁間に配置される内部支持リブ（６６）と、
   作用点（５０）及びヒンジ点（５２）を有するヒンジ取付具（４４）であって、前記外板の外部に前桁（６０）に近接して配置される、ヒンジ取付具（４４）と、
   前記フラップの下部外板（４６）の開口部（７０）を貫通し、前記内部支持リブを前記ヒンジ取付具に連結するリンク（６８）と
   を備える、フラップヒンジ組立体（３０）。
2. 前記ヒンジ取付具（４４）が、前記下部外板（４６）の外部において、前記前桁（６０）からの翼弦方向距離にわたって延伸し、前記翼弦方向距離が、前記フラップ（１７）の前記前桁と中央桁（７４）との間の距離より短い、請求項１に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
3. 前記ヒンジ取付具（４４）が、前記前桁（６０）の水平フランジ（８０）の周りに配置される水平荷重伝達面（７６）と前記前桁の垂直ウェブ（８２）の周りに配置される垂直荷重伝達面（７８）とをさらに備える、請求項２に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
4. 前記ヒンジ取付具（４４）の前記水平荷重伝達面（７６）が、前記前桁（６０）の前記水平フランジ（８０）の第２の長さに等しい第１の長さを有し、前記ヒンジ取付具の前記垂直荷重伝達面（７８）が、前記前桁の前記垂直ウェブ（８２）の第４の長さに等しい第３の長さを有する、請求項３に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
5. 前記リンク（６８）が、前記リンクのそれぞれの端部に第１の孔（８４）及び第２の孔（８６）を有する全体として細長い構造を備え、前記第１の孔及び前記第２の孔がそれぞれ、二面剪断で作用するピン継手（８９）を介して前記内部支持リブ（６６）及び前記ヒンジ取付具（４４）に連結される、請求項１から４のいずれか一項に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
6. 前記内部支持リブ（６６）が、前記リンク（６８）の第１の孔（８４）を前記内部支持リブに連結するための、前記フラップ（１７）の中央桁（７４）に近接して配置されるリンク取付点（８８）を備える、請求項５に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
7. 前記ヒンジ取付具（４４）が、前記リンク（６８）の前記第２の孔（８６）を前記ヒンジ取付具に連結するための連結フランジ（９０）をさらに備え、前記連結フランジが、前記ヒンジ取付具の前記ヒンジ点（５２）と水平荷重伝達面（７６）との間に配置される、請求項５または６に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
8. 前記第１の孔（８４）、前記第２の孔（８６）及び前記ヒンジ点（５２）が直線（Ｄ）に整列される、請求項７に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
9. 前記直線（Ｄ）が、前記下部外板（４６）に対して９０度を超える後方角度（Ｅ）を作る、請求項８に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
10. 前記リンク取付点（８８）が、前記フラップ（１７）の前記前桁（６０）と前記中央桁（７４）との間に配置される、請求項６に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
11. 前記内部支持リブ（６６）が、前記内部支持リブの前部領域（９２）、中央領域（９４）及び後部領域（９６）で互いに連結された２つのウェブ（６７）を備えて前記２つのウェブの間に空間（９７）を形成し、前記リンク（６８）が、前記前部領域と前記中央領域との間に形成された前記空間のうちの１つの中で連結される、請求項６または１０に記載のフラップヒンジ組立体（３０）。
12. 航空機（１０）の翼（１４）の後縁（２２）にフラップ（１７）を枢着するための支持構造の外部フットプリント（３２）を縮小する方法であって、前記フラップが、複数の桁及び前記桁を連結するリブを有するフラップボックス構造と前記桁及び前記リブを取り囲むフラップ外板（６４）とを備え、
    前記フラップ外板の内部に、前記フラップの前記桁間に内部支持リブ（６６）を配置するステップと、
    前記フラップ外板の外部に作用点（５０）及びヒンジ点（５２）を有するヒンジ取付具（４４）を前桁（６０）に近接して配置するステップと、
    前記フラップの下部外板（４６）の開口部（７０）にリンク（６８）を貫通させるステップと、
    前記リンクを前記内部支持リブ及び前記ヒンジ取付具に連結するステップと
    を含む、方法。

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