JP2015155293A - 調整可能な揚力修正翼端 - Google Patents

Abstract

【課題】様々な飛行状態における航空機の効率および性能を高めるために航空機の翼上で使用され得る揚力調整可能な揚力修正翼端を提供する。【解決手段】調整可能な揚力修正翼端５００は、航空機のベースライン翼に取り付けられ、制御面５０６を含む水平部分５０２と、この水平部分に連結される垂直部分５０４とを備える。垂直部分は、水平部分に実質的に垂直であり得る軸を中心に移動する。制御面および垂直部分は、ともに調整されて、ある飛行状態で翼効率を高める。【選択図】図５

Description

航空産業には、航空機の効率を高め、かつ消費される化石燃料の量を減少させる止むことのない必要性が存在する。ウイングレットは、効率、性能、および美観を高めるために大型の多人数乗りの航空機を含む多くの航空機上に設計され、導入されている。このようなウイングレットは通常、翼の端部に取り付け得る水平な本体部、水平な本体部から垂直に上方に延在し得る角度を成した部分からなる。例えば、ウイングレットは、飛行効率、航空機の性能を高め、またはさらに航空機の美観を改善するために航空機の既存の翼に取り付けられる場合がある。

しかしながら、ウイングレットは、ある特定の飛行状態のために設計されなければならず、性能と重量の不利益との間のトレードオフとなり得る。例えば、より高い性能構成の荷重を処理するために必要とされ得るこの付加構造が、航空機の全重量に加わる場合があり、まず第一にウイングレットの追加によって得られるあらゆる効率を損なう。加えて、ウイングレットおよび結果として生じる翼にわたる揚力分布は、例えば、名目巡航状態などの１つの飛行状態に対してしか最適化することができない。１つの飛行状態に対する最適化は、航空機が任意の他の飛行状態にある間に別の方法で得られ得る効率を損なうか、またはさらには排除し得る。加えて、改善された航空機ウイングレットおよび翼端デバイスに対する当該技術分野における必要性がある。

本発明の概要は、発明を実施するための形態にさらに後述される単純化した形態の精選された概念を導入するために提供される。本発明の概要は、特許請求される主題の重要な特徴または本質的な特徴を特定することを意図するものではなく、特許請求される主題の範囲を限定するために使用されることを意図するものでもない。

本開示は、調整可能な揚力修正翼端およびその翼端を使用するための方法を説明する。例えば、調整可能な揚力修正翼端は、航空機のベースライン翼に取り付けられ得る。調整可能な揚力修正翼端は、制御面を含む水平部分と、この水平部分に連結される垂直部分とを備えることができる。垂直部分は、水平部分に実質的に垂直であり得る軸を中心に移動することができる。

制御面および垂直部分は、ある飛行状態で翼効率を高めるように調整され得る。調整可能な揚力修正翼端は、飛行状態データに少なくとも一部基づいて制御面および垂直部分の動作を制御するための制御システムを含むことができる。ある特定の飛行状態では、調整可能な揚力修正翼端は、制御面を下方に偏向させ、垂直部分の前縁を内側に回転させて、第１の飛行状態で揚力を増加させ、制御面を上方に偏向させ、垂直部分の前縁を外側に回転させて、第２の飛行状態で揚力を減少させることができる。

加えてまたはあるいは、調整可能な揚力修正翼端は、ベースライン翼上の既存の制御面、例えば、フラッペロンを使用することができ、水平部分を省略することができる。

加えてまたはあるいは、垂直部分は、航空機の垂直軸に実質的に平行な角度を成した軸を中心に回転させることができ、角度を成した軸は、角度を成した部分のスパン方向部分に実質的に平行、ベースライン翼と面外であり得る角度を成した軸、またはこれらの組み合わせであり得る。

発明を実施するための形態は、添付の図面を参照しながら記載される。図面において、参照番号の最左の桁（複数可）は、参照番号が最初に現れる図面を識別する。異なる図面における同じ参照番号の使用は、類似または同一品目を示す。

航空機の翼に取り付けられた例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 航空機の翼に取り付けられた調整可能な揚力修正翼端の別の例示的な実施形態を示す。 取り付けられた例示的な調整可能な揚力修正翼端を有する航空機を示す。 ある動作環境における取り付けられた例示的な調整可能な揚力修正翼端を有する航空機を示す。 航空機の翼に取り付け可能な例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における調整可能な揚力修正翼端の別の例示的な実施形態を示す。 様々な構成における調整可能な揚力修正翼端の別の例示的な実施形態を示す。 様々な構成における調整可能な揚力修正翼端の別の例示的な実施形態を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 様々な構成における図５に示される例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。 揚力分布特性を示す例示的な図表を示す。 揚力修正効率特性を示す例示的な図表を示す。 調整可能な揚力修正翼端の動作を図解するフローチャートを示す。

概要
本出願は、様々な飛行状態における航空機の効率および性能を高めるために航空機の翼上で使用され得る揚力調整可能な揚力修正翼端を説明する。翼上の制御面を偏向させるともにウイングレットのトー角を調整することは、翼にわたる揚力をより効率的な分布に再分布させることができる。

航空機はしばしば、これまで空気力学的妥協策であり、特定の飛行状態に調整することができない固定したウイングレットを備えて設計される。それらは、加えられた曲げモーメントおよび巡航性能の平衡を保つ。例えば、巡航性能を高める構成は、付加質量を航空機に加える付加構造を必要とする曲げモーメントおよび他の荷重係数を通常増加させ、それにより任意の効率の向上を減少させる。今日、市販の調整可能なウイングレット／翼端はない。

本出願は、異なる飛行の段階および飛行状態における効率を得るために航空機の構成を修正することに対処する。例えば、高い迎え角（ＡＯＡ）を必要とする飛行段階中に、積極的なトーイン角でウイングレットを有することが空気力学的により有益であり得るが、高速巡航および降下中に、誘導抗力の影響を減少させ、したがってより高い巡航性能をより高く得るウイングレットのトー角（トーアウト角）の減少を有することがより有益であり得る。

多くの場合、誘導抗力は、気流およびスパン方向分布を変化することによって減少させてもよい。例えば、翼端気流は、航空機が経験しているリアルタイムの飛行状態のためにより高い効率を有するように最適化およびカスタマイズされ得る。トー角および水平な制御面の偏向が飛行状態に応じてともに使用されると、全効率は、これらの部分の総和を超える。例えば、飛行試験および分析作業は、単独でのウイングレットのトー角の調整が有益であることを示し、水平な制御面の偏向とリアルタイムで組み合わせて、より大きな便益が達成され得る。様々な飛行状態では、利点は、この組み合わせが個々の部分よりも少なくとも５〜８％良いことである。

調整可能な揚力修正翼端は、例えば、揚力係数および迎え角を含む飛行状態が変化するにつれて、ウイングレットのトー角および水平な制御面の偏向を調整することができる。多くの場合、清浄、離陸、上昇、降下など、いくつかの翼構成がある。多くの場合、各々に対して、高い揚力デバイスは、特定の位置に構成される（フラップ、スラットなど）。これらの異なる翼構成は、調整可能な揚力修正翼端にウイングレットのトー角および水平な制御面の内側への偏向を調整させ、これらの飛行構成の効率を高めることができる。

多くの場合、揚力係数（ＣＬ）が高いと、ウイングレットは、正の値またはトーイン角を有してもよく、および水平な制御面の偏向は高くてもよい。低いＣＬでは、トー角は低くてもよく、水平な制御面の偏向は、翼端を取り外すために低く、０に近く、またはさらに負の値であってもよい。

例示的な調整可能な揚力修正翼端
図１は、例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。例えば、調整可能な揚力修正翼端１００は、水平部分１０２と、垂直部分１０４とを備えることができる。水平部分１０２は、制御面１０６を備えることができる。調整可能な揚力修正翼端１００は、航空機（図示せず）の翼１０８に固定して取り付け可能であり得る。様々な実施形態は、翼１０８が、補助翼１１０、フラップ１１２、フラッペロン、スポイラー、スポイロン、スピードブレーキ、前縁デバイス、ワープ可能な部分、タブ、昇降舵、エレボン、制御可能な気流修正デバイス、またはこれらの組み合わせを含むがこれらに限定されない、制御面を備えることを企図する。制御可能な気流修正デバイスの例は、米国特許第９００，８７７，７号および米国特許出願公開第ＵＳ２０１２０１８７２５１号に見出され得る。さらに、補助翼１１６およびフラップ１１８は、航空機の飛行制御に使用されてもよく、いくつかの例では、航空機の１人以上のパイロットによって制御され得る。

様々な実施形態は、翼１０８が航空機のベースライン翼であり得ることを企図する。ベースライン翼は、調整可能な揚力修正翼端１００によって交換され得る翼端および／または翼端デバイスを含んでもよく、または含まなくてもよい。加えて、調整可能な揚力修正翼端１００は、ベースライン翼の構造に連結するように構成されてもよく、例えば、調整可能な揚力修正翼端１００は、ベースライン翼内の１つ以上のスパーに連結する１つ以上のスパー延長部（図示せず）を有することができる。

様々な実施形態は、水平部分１０２が航空機に対して実質的に水平であってもよく、翼１０８と実質的に一直線であり得ることを企図する。例えば、図１は、水平部分１０２が翼延長部を備え、ベースライン翼の平面形を実質的に維持および延在する翼１０８を実質的に延在することができる一例を示す。しかしながら、様々な実施形態は、水平部分１０２が翼１０８と実質的にずれてもよく、翼１０８の平面形を変化させてもよく、下反角、上反角、前方曲線、後方曲線、またはこれらの組み合わせを含み得ることを企図する。

様々な実施形態は、垂直部分１０４が水平部分１０２に実質的に垂直であり得る軸を中心に移動するように構成され得る水平部分１０２に垂直部分１０４が連結され得ることを企図する。例えば、垂直部分１０４は、航空機の垂直軸に実質的に平行な軸を中心に回転することができる。加えてまたはあるいは、垂直部分１０４は、上面、下面、前縁から後縁までの翼弦線によって画定された平面、翼の平均チャンバ曲線によって画定された平面、またはこれらの組み合わせの一部分に実質的に垂直な軸を中心に回転することができる。垂直部分１０４は、角度を成した部分１０４のスパン方向部分に実質的に平行な軸を中心に回転することができる。例えば、軸は、単に例として、垂直部分１０４のスパー構造の一部分に沿うなど、垂直部分１０４を通って延在する軸に実質的に平行であり得る。図１はまた、単に一例として、垂直部分１０４の例示的な断面１１４を示す。断面１１４は、垂直部分１０４が航空機の自由流出方向と整列される角度を垂直部分１０４が調整し得る一例を図解する。

様々な実施形態は、垂直部分１０４が翼１０８の端部または水平部分１０２から直接延在し得ることを企図する。加えてまたはあるいは、垂直部分１０４は、水平部分１０２から離れて曲げ得る角度を成した部分を備えることができる。加えてまたはあるいは、垂直部分１０４は、ある特定の構成で実質的に垂直であり得る複数の垂直または移動可能な表面を有することができる。加えてまたはあるいは、実質的に垂直な部分１０４は、翼１０８の上、翼１０８の下、またはこれらの組み合わせで延在することができる。加えてまたはあるいは、実質的に垂直な部分１０４は、翼１０８の端部から、例えば、スピロイド翼端デバイスの外側部分の一部としてオフセットされ得る。加えてまたはあるいは、水平部分１０２および垂直部分１０４は、単独または組み合わせて、ウイングレット、翼端板、スピロイド、分割したウイングレット、フェンス、レーキ、スワローテール、またはこれらの組み合わせのうちの少なくとも一部分を含むことができる。

加えてまたはあるいは、調整可能な揚力修正翼端１００は、フェアリング１１８を備えることができる。フェアリング１１８は、水平部分１０２に対して垂直部分１０４の連結構造および／または回転から生じ得る水平部分１０２と垂直部分１０４との間の空間に覆いを提供することができる。フェアリング１１８は、例えば、形状抗力および／または干渉抗力等の抗力を減少させることによって効率を改善することに役立ち得る。

様々な実施形態は、制御面１０６および垂直部分１０４が、航空機の翼１０８に取り付けられると、ある飛行状態で翼効率を高め得ることを企図する。例えば、制御面１０６および垂直部分１０４は、スパン方向揚力分布を翼１０８上に再分布させるように調整され得る。制御面１０６および垂直部分１０４の調整は、所定の飛行状態で航空機の効率を高めるように協調して調整され得る。

図１はまた、調整可能な揚力修正翼端１００に連結された例示的な翼１０８を含み得る例示的な修正された翼１１８を示す。修正された翼１１８は、新しい航空機のために（例えば、その正規の製造中に航空機に組み込まれる能動型の翼延長部で）設計および作成されてもよく、または調整可能な揚力修正翼端１００は、製造後、既存の翼１０８に取り付けられてもよい。修正された翼１１８の調整可能な揚力修正翼端１００は、既存の翼１０８と同様の形状で構成されてもよい。加えて、単に一例として、調整可能な揚力修正翼端１００は、既存の翼１０８の端部の一部分が調整可能な揚力修正翼端１００の取り付け可能な部分内に存在するように、既存の翼１０８の一部分上に適合することができる。その場合、取り付け可能な部分は、既存の翼１０８の端部の少なくとも一部分上に適合するスリーブまたはカラーを含むことができる。加えてまたはあるいは、他の実施形態では、調整可能な揚力修正翼端１００は、隣接面および／または内部構造的支持体を介して既存の翼１０８の端部を取り付け可能な部分に締結することによって既存の翼１０８に取り付けられてもよい。さらに、調整可能な揚力修正翼端１００は、既存の翼１０８と同じまたは類似の材料で製造されてもよい。

例示的な調整可能な揚力修正翼端
図２は、例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。例えば、調整可能な揚力修正翼端２００は、垂直部分１０４を備えることができる。調整可能な揚力修正翼端２００はまた、翼２０４の制御面２０２の使用を含むことができる。様々な実施形態は、制御面２０２がフラッペロンを備え得ることを企図する。

様々な実施形態は、制御面２０２および垂直部分１０４が、航空機（図示せず）の翼２０４に取り付けられると、ある飛行状態で翼効率を高め得ることを企図する。例えば、制御面２０２および垂直部分１０４は、スパン方向揚力分布を翼２０４上に再分布させるように調整されてもよい。制御面２０２および垂直部分１０４の調整は、所定の飛行状態で航空機の効率を高めるように協調して調整され得る。

調整可能な揚力修正翼端を有する例示的な航空機
図３は、例示的な調整可能な揚力修正翼端を示す。例えば、調整可能な揚力修正翼端３００は、水平部分３０２と、垂直部分３０４とを備えることができる。水平部分３０２は、制御面３０６を備えることができる。調整可能な揚力修正翼端３００は、航空機３１０の翼３０８に固定して取り付け可能であり得る。様々な実施形態は、翼３０８が航空機のベースライン翼であり得ることを企図する。様々な実施形態は、翼３０８が補助翼３１２、フラップ３１４、フラッペロン、スポイラー、スポイロン、スピードブレーキ、前縁デバイス、ワープ可能な部分、タブ、昇降舵、エレボン、制御可能な気流修正デバイス、またはこれらの組み合わせを含むがこれらに限定されない、制御面を備え得ることを企図する。

様々な実施形態は、垂直部分３０４が軸、例えば、水平部分３０２に実質的に垂直であり得る軸を中心に移動するように構成され得る水平部分３０２に垂直部分３０４が連結され得ることを企図する。加えてまたはあるいは、垂直部分３０４は、例えば、垂直な制御面３１６の偏向が軸を中心に垂直部分３０４の回転と同様の効果を引き起こし得る垂直な制御面３１６を備えることができる。加えてまたはあるいは、垂直部分３０４の回転および垂直な制御面３１６の偏向のうちの１つまたは両方が使用され得る。

様々な実施形態は、制御面３０６および垂直部分３０４が、航空機３１０の翼３０８に取り付けられると、ある飛行状態で翼効率を高め得ることを企図する。例えば、制御面３０６および垂直部分３０４は、スパン方向揚力分布を翼３０８上に再分布させるように調整され得る。制御面３０６および垂直部分３０４の調整は、所定の飛行状態で航空機の効率を高めるように協調して調整され得る。

調整可能な揚力修正翼端３００の構成要素は、センサ３１６と、水平部分（複数可）３０２と、垂直部分（複数可）３０４と、制御システム３１８と、制御面（複数可）３０６とを含むことができる。限定ではなく、単に例として、図３は、航空機３１０の各翼３０８上の調整可能な揚力修正翼端３００を図解する。しかしながら、調整可能な揚力修正翼端（複数可）３００はまた、航空機３０２の他の表面上に配置され得る。例えば、調整可能な揚力修正翼端（複数可）３００は、図示されるように、翼上に位置してもよく、あるいは、それらは、尾翼、または胴体を含む航空機３１０の任意の他の水平もしくは垂直面上に位置してもよい。

上述されるように、調整可能な揚力修正翼端３００は、制御システム３２０を備えることができる。制御システム３２０は、航空機３１０の制御面（複数可）３０６および垂直部分（複数可）３０４を制御するように構成され得る。制御システム３２０は、各翼端を対称的および／または非対称的に制御することができる。限定ではなく、単に例として、制御システム３２０は、飛行状態データを含むがこれに限定されないシステムデータを受信および処理するための１つ以上のプロセッサ（複数可）３２２を含むことができる。一実施形態では、プロセッサ（複数可）３２２は、センサ３１８から飛行中のデータを受信することができる。センサ３１８は、翼、胴体、翼延長部、および／または翼端デバイスを含む航空機上のどこかに位置してもよい。制御システム３２０はさらに、飛行状態データの記憶のためのメモリ３２４からなり得る。メモリ３２４内に記憶されたデータは、予め受信した飛行状態データ、現在記録した（すなわち、現在の飛行中の）飛行状態データ、または現在の飛行中のデータおよび／もしくは予め記録した飛行中のデータのコンパイルを含むことができる。単に例として、制御システム３２０のメモリ３２４は、オペレーティングシステム３２６と、制御論理３２８とを含むことができる。

オペレーティングシステム３２４は、データをプロセッサ（複数可）３２２とインターフェースで接続し、かつ航空機３１０の１人以上のパイロットとの相互作用のためのユーザインターフェース（図示せず）を提供することによって、制御システム３２０を動作することに関与し得る。加えてまたはあるいは、オペレーティングシステム３２６は、ユーザインターフェースを提供することなく、データをプロセッサ（複数可）３２２とインターフェースで接続することによって、制御システム３２０を動作することに関与してもよく、ユーザ、例えば、パイロットには効果的に見えなくてもよい。制御システム３２０の制御論理３２８は、制御面（複数可）３０６、垂直部分（複数可）３０４、および／または垂直な制御面（複数可）３１６を動作するように構成されてもよい。一実施形態では、制御論理３２８は、センサ（複数可）３１８から受信された飛行状態データに基づいて制御面（複数可）３０６、垂直部分（複数可）３０４、および／または垂直な制御面（複数可）３１６を制御することができる。加えて、パラメータ３３０は、メモリ３２４内に記憶され得る。パラメータ３３０は、所定のパラメータであってもよく、制御面（複数可）３０６、垂直部分（複数可）３０４、および／または垂直な制御面（複数可）３１６の動作を決定するために制御論理３２８によって使用されてもよい。いくつかの実施形態では、制御システム３２０は、同時にまたは独立して制御面（複数可）３０６、垂直部分（複数可）３０４、および／または垂直な制御面（複数可）３１６を動作することができる。

単に例として、図３の制御システム３２０は、航空機３１０の胴体および／または船体内に図解される。しかしながら、制御システム３２０は、操縦室、尾部、翼、翼延長部、翼端デバイスなどを含むがこれらに限定されない、航空機３１０上のどこかに位置し得る。加えてまたはあるいは、制御システム３２０は、航空機から遠隔に位置し、通信システムを用いて航空機と通信することができる。

調整可能な揚力修正翼端を有する航空機の周囲の例示的な流出
図４は、航空機４０６の翼４０４に取り付けられた翼端デバイス４０２で実装される例示的な調整可能な揚力修正翼端４００を示す。限定ではなく、単に例として、図４は、航空機４０６の各翼４０４上の調整可能な揚力修正翼端４００を図解する。しかしながら、調整可能な揚力修正翼端４００はまた、航空機４０６の他の表面上に配置され得る。

図４はまた、様々な飛行状態における航空機の態様を表す矢印を示す。例えば、矢印４０８は、航空機４０６の軸を表す。様々な実施形態では、矢印４０８は、航空機４０６の主軸、例えば、長手方向軸を表すことができる。この長手方向軸はまた、航空機４０６によって作り出された推力を表し得る力ベクトルと実質的に同一平面上にあり得る。

図４はまた、航空機４０６が様々な飛行状態で遭遇し得る様々な流出を表す矢印４１０を示す。例えば、航空機は、流体、例として空気を通過することができる。限定ではなく、例として、矢印４１０は、自由流出のベクトルを表すことができる。例えば、自由流出は、航空機が正常な飛行から遭遇し得る正常な対向流を含むことができる。加えてまたはあるいは、矢印４１０は、矢印４０８における航空機軸との線から実質的に外れた流出のベクトルを表すことができる。加えて、図面に示される矢印は、絶対または相対振幅で拡大縮小するように描写されてもよく、または描写されなくてもよい。

図４はまた、航空機４０６の調整可能な揚力修正翼端４００の部分が様々な飛行状態で接近し得る様々な角度を表すように矢印４１６、４１８、および４２０を示す。限定ではなく、例として、矢印４１６は、０のトー角を表すことができ、矢印４１８は、トーイン角４２２を表すことができ、矢印４２０は、トーアウト角４２４を表すことができる。

例示的な調整可能な揚力修正翼端
図５は、例示的な調整可能な揚力修正翼端の上からの平面図を示す。例えば、調整可能な揚力修正翼端５００は、水平部分５０２と、垂直部分５０４とを備えることができる。水平部分５０２は、制御面５０６を備えることができる。調整可能な揚力修正翼端５００は、航空機の翼（図示せず）に固定して取り付け可能であり得る。

様々な実施形態は、垂直部分５０４が水平部分５０２に実質的に垂直であり得る軸を中心に移動するように構成され得る水平部分５０２に垂直部分５０４が連結され得ることを企図する。例えば、水平部分５０２は、ヒンジ５０８およびリンク機構５１０によって垂直部分に連結されてもよい。様々な実施形態は、ヒンジ５０８がヒンジ５０８を形成するために重なるいくつかのナックルを備え得ることを企図する。限定ではなく、単に例として、様々な実施形態は、ヒンジ５０８のいくつかのナックルが水平部分５０２の端部に連結してもよく、ヒンジ５０８のいくつかのナックルが垂直部分５０４の端部に連結してもよいことを企図する。様々な実施形態は、ヒンジ５０８がヒンジ５０８の枢動と一致しない曲げ荷重およびねじり荷重に耐えるように構成され得ることを企図する。例えば、このような曲げ荷重およびねじり荷重は、水平部分５０２および／または垂直部分５０４上の空気力学的荷重の結果であり得る。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、ヒンジ５０８が水平部分５０２および／もしくは垂直部分５０４の構造的スパー、空力中心、ならびに／または弾性中心に、またはその近くに位置し得ることを企図する。

加えてまたはあるいは、リンク機構５１０は、水平部分５０２と垂直部分５０４との間に連結され得る。様々な実施形態は、リンク機構５１０が水平部分５０２と垂直部分５０４との間で並進運動連結を提供することができる。様々な実施形態は、リンク機構５１０がリンク機構５１０の枢動と一致しない曲げ荷重およびねじり荷重に耐えるように構成され得ることを企図する。例えば、このような曲げ荷重およびねじり荷重は、水平部分５０２および／または垂直部分５０４上の空気力学的荷重の結果であり得る。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、リンク機構５１０がヒンジ５０８の前部または後部に位置し得ることを企図する。

図５はまた、垂直部分５０４に連結されたリンク機構５１４を移動するように制御システム（図示せず）によって制御され得、かつヒンジ５０８によって画定された軸を中心に水平部分５０４に対して垂直部分５０４を移動し得る作動システム５１２を示す。例えば、図５はまた、リンク機構５１４が移動し得る方向を示す矢印５１６を示す。リンク機構５１４のこの運動は、矢印５１８および５２２によって示されるように水平部分５０２に対して垂直部分５０４を枢動させることができる。様々な実施形態は、矢印５１８がトーアウトまたは負のトー角の構成に向かう運動を示し得るが、矢印５２０がトーインまたは正のトー角の構成に向かう運動を示し得ることを企図する。

図５はまた、点線でフェアリング５２２を示す。フェアリング５２２は、水平部分５０２に固定して連結され、水平部分５０２と垂直部分５０４との間の間隙に延在することができる。これは、ヒンジ５０８、リンク機構５１０、およびリンク機構５１４に被覆および保護を提供することができる。加えてまたはあるいは、図１に関して上述されるように、様々な実施形態は、フェアリング５２２が空気力学的便益も提供し得ることを企図する。

図５はまた、水平部分５０２の制御面５０６を移動するように制御システム（図示せず）によって制御され得、かつ水平部分５０４に対して制御面５０６を移動し得る作動システム５２４を示す。

図６Ａ〜Ｃは、図５に示されるような例示的な調整可能な揚力修正翼端の上からの平面図を示す。例えば、図６Ａは、水平部分５０２と、垂直部分５０４とを備える調整可能な揚力修正翼端５００を示す。図６Ａはまた、調整可能な揚力修正翼端５００が飛行中に経験し得る自由流出方向を表す破線６００を示す。図６Ａはまた、垂直部分５０４が破線６００によって示されるような自由流出に遭遇し得るトー角を表す矢印６０２を示す。図６Ａは、０度に近い水平部分５０２に対する垂直部分５０４のトー角を示す。

図６Ｂは、調整可能な揚力修正翼端５００ならびに破線６００によって示されるような自由流出を示す。図６Ｂは、水平部分５０２に対して回転した垂直部分５０４を示す。例えば、垂直部分５０４の方向を表す矢印６０２は、水平部分５０２に対するトー角６０４を示す。様々な実施形態は、トー角６０４がトーアウトまたは負のトー角を表し得ることを企図する。

図６Ｃは、調整可能な揚力修正翼端５００ならびに破線６００によって示されるような自由流出を示す。図６Ｃは、水平部分５０２に対して回転した垂直部分５０４を示す。例えば、垂直部分５０４の方向を表す矢印６０２は、水平部分５０２に対するトー角６０６を示す。様々な実施形態は、トー角６０６がトーインまたは正のトー角を表し得ることを企図する。

例えば、様々な実施形態は、調整可能な揚力修正翼端が−１０度〜１０度の範囲からトー角６０４および６０６を変化させ得ることを企図する。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、様々なトー角の範囲を企図する。例えば、様々な実施形態は、−１０度〜１０度、−８〜８度、−６〜６度、−４〜４度、−２〜２度、−１〜１度、またはこれらの組み合わせのトー角の範囲を企図する。

図７Ａ〜Ｃは、例示的な調整可能な揚力修正翼端の上からの平面図を示す。例えば、図７Ａは、水平部分７０２と、垂直部分７０４とを備える調整可能な揚力修正翼端７００を示す。水平部分７０２は、制御面７０６を備えることができる。調整可能な揚力修正翼端７００は、航空機の翼（図示せず）に固定して取り付け可能であり得る。

様々な実施形態は、垂直部分７０４が航空機の翼と面外および／または水平部分７０２と面外の角度を成した軸７０８であり得る軸を中心に移動するように構成され得る水平部分７０２に垂直部分７０４が連結され得ることを企図する。様々な実施形態は、角度を成した回転軸７０８が垂直部分７０４の一部分に実質的に平行であり得ることを企図する。例えば、角度を成した軸７０８は、垂直部分７０４のスパン方向部分に実質的に平行であり得る。

図７Ａはまた、調整可能な揚力修正翼端７００が飛行中に経験し得る自由流出方向を表す破線７１０を示す。図７Ａはまた、垂直部分７０４が破線７１０によって示されるような自由流出に遭遇し得るトー角を表す矢印７１２を示す。図７Ａは、０度に近い水平部分７０２に対する垂直部分７０４のトー角を示す。

図７Ｂは、調整可能な揚力修正翼端７００ならびに破線７１０によって示されるような自由流出を示す。図７Ｂは、水平部分７０２に対して回転した垂直部分７０４を示す。例えば、垂直部分７０４の方向を表す矢印７１２は、水平部分７０２に対するトー角７１４を示す。様々な実施形態は、これが矢印７１６によって示されるような方向に角度を成した軸７０８を中心に垂直部分７０４を回転させることによって達成され得ることを企図する。様々な実施形態は、トー角７１４がトーアウトまたは負のトー角を表し得ることを企図する。

図７Ｃは、調整可能な揚力修正翼端７００ならびに破線７１０によって示されるような自由流出を示す。図７Ｃは、水平部分７０２に対して回転した垂直部分７０４を示す。例えば、垂直部分７０４の方向を表す矢印７１２は、水平部分７０２に対するトー角７１８を示す。様々な実施形態は、これが矢印７２０によって示されるような方向に角度を成した軸７０８を中心に垂直部分７０４を回転させることによって達成され得ることを企図する。様々な実施形態は、トー角７１８がトーインまたは正のトー角を表し得ることを企図する。

例えば、様々な実施形態は、調整可能な揚力修正翼端が−１０度〜１０度の範囲からトー角７１４および７１８を変化させ得ることを企図する。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、様々なトー角の範囲を企図する。例えば、様々な実施形態は、−１０〜１０度、−８〜８度、−６〜６度、−４〜４度、−２〜２度、−１〜１度、またはこれらの組み合わせのトー角の範囲を企図する。

図８Ａ〜Ｃは、航空機の翼（図示せず）に取り付けられた例示的な調整可能な揚力修正翼端８００の例示的な水平部分の断面図を示す。例えば、図６Ａ〜Ｃは、制御面８０６に連結された作動システム８０４を備える例示的な水平部分８０２を示す。図８Ａは、水平部分８０２の後縁から制御面８０６の枢支点までの正中線を表す破線８０８を示す。図８Ａはまた、制御面８０６の後縁から制御面８０６の枢支点までの正中線を表す破線８１０を示す。様々な実施形態は、図８Ａが０度の偏向または垂下角度を示すことを企図する。

図８Ｂは、調整可能な揚力修正翼端８００を示す。図８Ｂは、水平部分８０２に対して偏向した制御面８０６を示す。例えば、破線８１０は、破線８０８によって表される水平部分８０２から制御面８０６の偏向を表す偏向角８１２を示す。様々な実施形態は、偏向角８１２が負の偏向角および／または上向き偏向を表し得ることを企図する。

図８Ｃは、調整可能な揚力修正翼端８００を示す。図８Ｃは、水平部分８０２に対して偏向した制御面８０６を示す。例えば、破線８１０は、破線８０８によって表される水平部分８０２から制御面８０６の偏向を表す偏向角８１４を示す。様々な実施形態は、偏向角８１４が正の偏向角、下向き偏向、および／または垂下角度を表し得ることを企図する。

様々な実施形態は、制御面８０６および垂直部分６０４が、航空機（図示せず）の翼に取り付けられると、ある飛行状態で翼効率を高め得ることを企図する。例えば、制御面８０６および垂直部分６０４は、スパン方向揚力分布を翼上に再分布させるように調整され得る。制御面８０６および垂直部分６０４の調整は、所定の飛行状態で航空機の効率を高めるように協調して調整され得る。様々な実施形態は、制御面８０６が要求に達するように調整され得ることを企図する。

しかしながら、様々な実施形態は、調整可能な揚力修正翼端が−１５度〜１５度の範囲から偏向角８１４および８１４を変化させ得ることを企図する。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、様々な偏向角の範囲を企図する。例えば、様々な実施形態は、−１５〜１５度、−１０〜１０度、−８〜８度、−６〜６度、−４〜４度、−４〜８度、−４〜６度、−２〜８度、−２〜６度、−２〜４度、−２〜２度、またはこれらの組み合わせの偏向角の範囲を企図する。

例示的な比較グラフ
図９は、航空機の翼上の位置との関連で航空機の翼上の局所正規化揚力係数または揚力分布を比較するグラフ９００を図解する。図９の翼は、翼の一般的な表現であり、航空機の翼の特定の型またはモデルを表すようにしていない。グラフのＸ軸は、翼上の位置を例証する。それは、翼のセミスパンのパーセンテージ（％）で表される。翼の長さは、１つの表現にすぎず、調整可能な揚力修正翼端１００が取り付けられ得る翼の大きさを限定していない。Ｙ軸は、翼上の揚力分布を表す。荷重がより高いと、航空機の中心により近い。グラフ９００は、例示的な目的のみであり、航空機が経験し得る荷重分布の一例を図解する。グラフ９００は、分布荷重がグラフ上の任意の点でおおよそであり得るかどうかを制限しない。グラフ９００は、翼が遭遇し得る分布荷重の基本形状を表す。

グラフ９００は、従来製造された翼上の揚力分布を図解し、これは、二点鎖でグラフ９００上の線によって表される。グラフ９００はまた、負のトー角を有する従来のウイングレットが取り付けられる際の、翼上の揚力分布を図解し、これは、破線によって表される。加えて、グラフ９００は、調整可能な揚力修正翼端１００が翼上に組み込まれる際の翼上の揚力分布を図解する。

この比較は、翼端デバイス、例えばウイングレットを有する従来の翼によって引き起こされる揚力分布が翼付け根でより大きい場合があることを図解する。これは、翼の全体効率を減少させ得る翼の揚力の中心を船内に移動させ得る。しかしながら、翼が制御システム３２０を利用する調整可能な揚力修正翼端１００を有すると、翼端における揚力分布は、従来のウイングレットの分布より著しく高く増加し得る。揚力のこの再分布は、ある飛行状態で翼の全体効率の上昇を引き起こし得る。

加えてまたはあるいは、図９に表示されるグラフは、ベースライン翼および標準ウイングレットがほぼ最適化される飛行状態を図解する。様々な実施形態は、揚力を翼上へ船外に移す図解された能力により、ベースライン翼および標準ウイングレットが設計される最適な飛行状態からさらに離れている飛行状態でのより大きい効率が可能になることを企図する。

制御面１０６と、垂直部分１０４とを含む調整可能な揚力修正翼端が配置されない（それぞれゼロ偏向角および負のトー角で）場合、調整可能な揚力修正翼端１００は、受動型または固定ウイングレットの同じ効率便益をもたらす。受動型または固定ウイングレットがもはや最適化されないように飛行状態が変更すると、制御面１０６および垂直部分１０４は、所定の飛行状態で翼の全体効率を高めるために配置され得る。

図１０は、翼の揚力対抗力比（Ｌ／Ｄ）を比較するグラフ１０００を図解し、これは、翼の効率の代わりとして機能を果たし得る。例えば、翼の揚力対抗力比が別のものより高い場合、他のすべてが同じならば、より高い揚力対抗力比を有する翼は、より低い揚力対抗力比を有する翼より効率的である。

グラフのＸ軸は、例えば、制御面１０６等の水平な制御面偏向を例証する。それは、偏向度で表される。Ｙ軸は、翼の揚力対抗力比（Ｌ／Ｄ）を表す。グラフ１０００は、例示的目的のみであり、航空機が異なる構成で経験し得る揚力対抗力比の分布の一例を図解する。グラフ１０００は、分布荷重がグラフ上の任意の点でおおよそであり得るかどうかを制限しない。

グラフに示されるデータは、予期せぬ結果を図解する。例えば、制御面偏向とトー角調整との組み合わせは、他から独立した各々の総和より大幅な効率の増加の相乗的結果をもたらす。例えば、トー角が０度であり、偏向が０度である所定の飛行状態では、Ｌ／Ｄは、約１３．１８３である。０で偏向を維持しながらトー角を２度まで増加させることは、Ｌ／Ｄを約０．００３３増加させる。０でトーを維持しながら偏向を５度まで増加させることは、Ｌ／Ｄを約０．０３２９増加させる。理論的には、トー角が０から２度まで増加し、かつ偏向が０から５度まで増加する場合、Ｌ／Ｄの増加は、個々の部分の総和であるべきである：０．００３３＋０．０３２９＝０．０３６３。しかしながら、トー角が０から２度まで増加し、かつ偏向が０から５度まで増加する場合、Ｌ／Ｄの増加は、約０．０３７９である。これは、予想よりも約４．６％のＬ／Ｄの増加をもたらす。

多くの場合、民間航空機は、ウイングレットのトー角を固定の−２度に設定している。これは、０度でウイングレットの設計荷重を処理するのに必要とされる構造を減少させるために行われることが多い。しかしながら、これは、効率の向上を犠牲にして行われることが多い。

しかしながら、様々な実施形態は、調整可能な揚力修正翼端が−２度〜２度の範囲からトー角を変化させ得ることを企図する。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、様々なトー角の範囲を企図する。例えば、様々な実施形態は、−１０〜１０度、−８〜８度、−６〜６度、−４〜４度、−２〜２度、−１〜１度、またはこれらの組み合わせのトー角の範囲を企図する。

加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、調整可能な揚力修正翼端が−１５度〜１５度の範囲から偏向角を変化させ得ることを企図する。加えてまたはあるいは、様々な実施形態は、様々な偏向角の範囲を企図する。例えば、様々な実施形態は、−１５〜１５度、−１０〜１０度、−８〜８度、−６〜６度、−４〜４度、−４〜８度、−４〜６度、−２〜８度、−２〜６度、−２〜４度、−２〜２度、またはこれらの組み合わせの偏向角の範囲を企図する。

予期せぬ結果の別の例として、トー角が−２度であり、偏向が０度である所定の飛行状態では、Ｌ／Ｄは、約１３．１７３である。０で偏向を維持しながらトー角を２度まで増加させることは、Ｌ／Ｄを約０．０１４２増加させる。０でトーを維持しながら偏向を５度まで増加させることは、Ｌ／Ｄを約０．０３１３増加させる。理論的には、トー角が−２から２度まで増加し、かつ偏向が０から５度まで増加する場合、Ｌ／Ｄの増加は、個々の部分の総和であるべきである：０．０１４２＋０．０３１３＝０．０４５４。しかしながら、トー角が−２から２度まで増加し、かつ偏向が０から５度まで増加する場合、Ｌ／Ｄの増加は、約０．０４９である。これは、予想よりも約７．３％のＬ／Ｄの増加をもたらす。

さらなる例がグラフから容易に特定可能である。例えば、トー角が−２から０まで増加し、偏向が０から６まで増加する場合には、予想よりも約８．２％のＬ／Ｄの予期せぬ増加をもたらす。

航空機が短距離から長距離に至るまで飛ばされる航空機産業では、約数％の効率の漸増増加は、結果的に航空機の耐用年数にわたる非常に大きい燃料節約になり得る。例えば、民間ジェット機の効率の数％の増加は、何百万ドルもの節約ならびに航空機の範囲の増加をもたらす。

例示的な方法
図１１は、調整可能な揚力修正翼端を動作する１つの例示的な方法１１００のフローチャートである。理解を容易にするために、方法１１００は、図１、３、５、６Ａ〜Ｃ、および８Ａ〜Ｃに示される構成において記載される。しかしながら、方法１１００は、係る構成を用いる性能に限定されず、他の航空機および他のタイプの翼端デバイスに適用可能であり得る。

この特定の実装形態では、方法１１００は、制御システム３２０等の制御システムが航空機３１０内またはその上に位置するセンサ３１８等の１つ以上のセンサからデータを受信するブロック１１０２から開始する。センサから受信されたデータは、高度データ、迎え角データ、対気速度データ、姿勢データ、航空機の重量データ、温度データ、湿度データ、高度データ圧力データ、および／または乱流データを含み得るがこれらに限定されない飛行状態データを含むことができる。

ブロック１４０４では、調整可能な揚力修正翼端が調整され得る。調整可能な揚力修正翼端３００の調整は、ブロック１１０２で受信されたデータに一部基づいてもよい。例えば、飛行状態データは、信号として受信され、パラメータ３３０を用いて制御論理３２８によって解釈される。制御論理３２８は、制御面（複数可）３０６および垂直部分３０４を配置するために１つの位置または複数の位置を決定することなど、制御面（複数可）３０６および垂直部分３０４の動作を決定することができる。例えば、制御論理３２８は、制御面８０６が図８Ｃに示されるような角度８１４に配置されるべきであり、かつ垂直部分５０４が図６Ｃに示されるような角度６０６に配置されるべきであると決定することができる。制御論理３２８は、制御面および垂直部分を移動させる信号を生成することができる。

ブロック１１０６では、制御論理３２８からの信号は、アクチュエータまたはコントローラ、例えば、図６Ｃに示されるようなアクチュエータ５１２によって受信される。次に、アクチュエータは、制御面および垂直部分を作動させ、および／または配置させることができる。

様々な実施形態では、方法１１００は、航空機の飛行状態の変化を考慮して飛行にわたって調整可能な揚力修正翼端の調整を提供するために繰り返される。

結論
実施形態は、構造的特徴および／または方法論的行為に特有の文言で記載されるが、本開示および添付の特許請求の範囲は、記載される特定の特徴または行為に必ずしも限定されないことが理解されるべきである。それよりむしろ、特定の特徴および行為は、実施形態を実装する例示的な形態として開示される。例えば、方法論的行為は、本明細書に記載される順序または組み合わせで実施される必要はなく、１つ以上の行為の任意の組み合わせで実施されてもよい。

Claims (20)

1. 航空機のベースライン翼に固定して取り付け可能なウイングレットであって、
   制御面を備える水平部分と、
   前記水平部分に連結される垂直部分であって、前記垂直部分は前記水平部分に実質的に垂直な軸を中心に移動するように構成され、前記制御面および前記垂直部分は、前記航空機の前記ベースライン翼に取り付けられるとある飛行状態で翼効率を高める、垂直部分と、を備える、ウイングレット。
2. 飛行中の飛行状態データに少なくとも一部基づいて前記制御面および前記垂直部分の動作を制御するための制御システムをさらに備える、請求項１に記載のウイングレット。
3. 前記制御システムは、前記航空機上に位置するセンサに通信可能に結合され、前記航空機上に位置する前記センサから信号を受信するように構成される、請求項２に記載のウイングレット。
4. 前記制御システムは、
   前記制御面を下方に偏向させ、前記垂直部分の前縁を内側に回転させて、第１の飛行状態で揚力を増加させ、
   前記制御面を上方に偏向させ、前記垂直部分の前記前縁を外側に回転させて、第２の飛行状態で揚力を減少させるように構成される、請求項２に記載のウイングレット。
5. 前記制御面は、上方に１５度〜下方に１５度偏向するように構成され、前記垂直部分は、内側に４度〜外側に４度偏向するように構成される、請求項４に記載のウイングレット。
6. 前記制御システムは、前記航空機の自動操縦またはフライバイワイヤシステムのうちの少なくとも１つから独立して前記制御面および垂直部分を制御するように構成される、請求項２に記載のウイングレット。
7. 前記制御システムは、前記航空機の自動操縦またはフライバイワイヤシステムのうちの少なくとも１つとともに前記制御面および垂直部分を制御するように構成される、請求項２に記載のウイングレット。
8. 前記センサは、迎え角、対気速度、密度、大気条件、圧力、またはこれらの組み合わせのうちの１つ以上を含む、請求項１に記載のウイングレット。
9. 航空機のベースライン翼に固定して取り付け可能な翼端デバイスであって、
   前記ベースライン翼の船外部分に連結可能な角度を成した部分であって、前記角度を成した部分が前記ベースライン翼から上向き角度で突出するように、前記ベースライン翼の船外部分に固定して取り付けるように構成され、前記ベースライン翼と面外の角度を成した軸を中心に移動するように構成され、前記航空機の前記ベースライン翼に取り付けられると、前記ベースライン翼の制御面とともにある飛行状態で翼効率を高める、角度を成した部分を備える、翼端デバイス。
10. 前記角度を成した軸は、前記航空機の垂直軸に実質的に平行である、請求項９に記載の翼端デバイス。
11. 前記角度を成した軸は、前記角度を成した部分のスパン方向部分に実質的に平行である、請求項９に記載の翼端デバイス。
12. 前記ベースライン翼の前記制御面は、前記翼端デバイスに近接して位置する、請求項９に記載の翼端デバイス。
13. 前記制御面は、少なくとも１つの、補助翼、フラッペロン、フラップ、スポイラー、スポイロン、制御可能な気流修正デバイス、またはこれらの組み合わせを備える、請求項９に記載の翼端デバイス。
14. 飛行中の飛行状態データに少なくとも一部基づいて前記制御面および垂直部分の動作を制御するための制御システムをさらに備える、請求項９に記載の翼端デバイス。
15. 前記制御システムは、前記航空機上に位置するセンサに通信可能に結合され、前記航空機上に位置する前記センサから信号を受信するように構成される、請求項１４に記載の翼端デバイス。
16. 前記制御システムは、
    前記制御面を下方に偏向させ、前記角度を成した部分の前縁を内側に回転させて、第１の飛行状態で揚力を増加させ、
    前記制御面を上方に偏向させ、前記角度を成した部分の前記前縁を外側に回転させて、第２の飛行状態で揚力を減少させるように構成される、請求項１４に記載の翼端デバイス。
17. 前記翼端デバイスは、少なくとも１つの、ウイングレット、翼端板、スピロイド、分割したウイングレット、フェンス、レーキ、スワローテール、またはこれらの組み合わせを含む、請求項９に記載の翼端デバイス。
18. 航空機上に位置するセンサから飛行中の飛行状態データを受信することと、
    前記受信された飛行中の飛行状態データに少なくとも一部基づいて、前記航空機のベースライン翼の船外部分に取り付けられた翼端デバイスの制御面および垂直部分を調整することであって、前記制御面が、前記航空機の前記ベースライン翼の水平部分上に位置し、前記垂直部分が、前記ベースライン翼に連結され、かつそれから上向き角度で突出し、前記垂直部分が、前記航空機の垂直軸に実質的に平行な軸を中心に調整可能である、調整することと、を含む、方法。
19. 前記制御面および垂直部分の前記調整は、前記制御面の縁部が前記ベースライン翼に対し上方または下方に移動するように、水平軸に沿って前記制御面を回転させることと、前記垂直部分の縁部が前記ベースライン翼との関連で内側または外側に移動するように、前記航空機の垂直軸に実質的に平行な軸を中心に前記垂直部分を回転させることと、を含む、請求項２２に記載の方法。
20. 航空機であって、
    胴体と、
    ベースライン翼であって、前記ベースライン翼の第１の端部で前記胴体に連結される、ベースライン翼と、
    翼延長部であって、
    水平部分が前記ベースライン翼の船外に存在するように、前記ベースライン翼の第２の端部に連結される水平部分であって、制御面を備える、水平部分と、
    前記水平部分に連結される垂直部分であって、前記垂直部分が、前記水平部分に実質的に垂直な軸を中心に移動するように構成され、前記制御面および前記垂直部分が、ある飛行状態で翼効率を高めるように飛行中に調整可能である、垂直部分と、を備える、翼延長部と、を備える、航空機。