JP4319003B2 - 航空機、装置および航空機を製造するための方法 - Google Patents

Description

この開示は、カナードを含む可動要素を複数の範囲にわたって作動させるための方法および装置に一般的に向けられる。

背景
大部分の既存の商用旅客機は、与圧胴体、胴体の中央に向けて位置決めされる翼、および翼の機尾に位置決めされる尾部を含む。尾部は典型的に（水平）ピッチおよび（垂直）ヨー安定性および操縦面を含み、胴体の機尾部分に取付けられる与圧されていない尾翼に装着される。いくつかの構成では、尾部の水平部分全体が胴体に対して一体として動く。他の構成では、尾部は、固定された水平安定板および可動昇降舵を含む。また別の構成では、尾部は低速水平安定板および高速可動昇降舵を含む。いずれの構成においても、尾部面を支持するのに必要な構造と尾部面を動かすのに必要なアクチュエータとを、与圧胴体の客室の容積に影響を及ぼすことなく、航空機の与圧されていない尾翼に設けることができる。

以上の構成の１つの欠点は、商用旅客機の（カナードなどの）ピッチ軸安定性および操縦面が与圧胴体と軸方向に整列されるのが好適でないことがあることである。たとえば、支持構造とこれらの安定性および操縦面に必要なアクチュエータ機器とを一体化することは、客室の容積に実質的に好ましくない影響を及ぼす可能性がある。

概要
この発明は、カナードを含む可動要素を複数の範囲にわたって作動させるための方法および装置に向けられる。この発明の１つの局面に従う航空機は、胴体部分、胴体部分に結合される翼部分、ならびに第１の運動範囲および第１の運動範囲とは異なる第２の運動範囲を有する可動装置を含む。第１のアクチュエータは可動装置に結合することができ、第１の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めすることができる。第２のアクチュエータは可動装置に結合することができ、第２の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めすることができる。制御装置は、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つに結合することができ、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を制御するように構成することができる。

この発明の特定の局面では、可動装置はカナードを含むことができる。この発明の別の局面では、（たとえば航空機以外の）装置は、可動装置、第１のアクチュエータ、第２のアクチュエータ、および上記のものとほぼ同様の特徴を有する制御装置を含み得る。これらの実施例のまたさらなる局面では、第１のアクチュエータは第１の荷重容量を有し得、第２のアクチュエータは第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し得る。第１のアクチュエータは、第１の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ得、第２のアクチュエータは、第２の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ得、第２の角度運動範囲の少なくとも一部は第１の角度運動範囲を超えて延びる。

詳細な説明
この開示は、カナードを含む可動要素を複数の範囲にわたって作動させるための方法および装置を記載する。この発明のある実施例の多数の具体的な詳細が以下の説明および図１−７に述べられ、これら実施例の完全な理解をもたらす。しかしながら、当業者は、この発明がさらなる実施例を有し得ること、および後述される詳細のうちいくつかがなくてもこの発明を実践し得ることを理解するであろう。

図１は、この発明の実施例に従うカナードアセンブリ１２０を有する航空機１００の部分概略等角図である。カナードアセンブリ１２０は、機尾に装着された翼１０１の前方の、航空機１００の胴体１１０に取付けられる。胴体１１０は、前方乗客用ドア１１９を含む複数の乗客用ドアを含み得る。航空機１００は、翼１０１と一体化されたデュアル推進システム１０２、および推進システム１０２に少なくとも近接して装着されてヨー安定性および制御を与える傾斜尾部１０３をさらに含み得る。推進システム１０２と胴体１１０との間に位置決めされる機尾体１０４はピッチ制御面１０５を含み得る。なお、これはカナードアセンブリ１２０とともに航空機１００の安定性および制御支配を与えるものである。

図２は、図１の線２−２に実質的に沿って取られる、航空機１００の実施例の部分概略断面図である。図２に示されるように、胴体１１０は、座席１１２、１つ以上の通路１１４、ギャレー、および商用旅客機客室に典型的なその他の特徴を有する与圧客室１１１を含み得る。胴体１１０は、客室１１１の上方に位置決めされた与圧されていないカナードハウジング１１３をさらに含み得る。天井１１５は与圧客室１１１とカナードハウジング１１３との間に位置決めされる。以下により詳細に記載のように、カナードハウジング１１３は、与圧客室１１１の大きな容積を確保しながらカナードアセンブリ１２０を可動に支持するようにサイズ決めおよび位置決めされ得る。

１つの実施例では、カナードアセンブリ１２０は、（左側翼型部分１３０ａおよび右側翼型部分１３０ｂとして示される）２つの翼型部分１３０を含む。各々の翼型部分１３０は、第１のまたは上面１３１ａおよび第２のまたは下面１３１ｂを含み得る。翼型部分１３０は、カナードハウジング１１３を通って翼型部分１３０の間に延びる（スピンドルなどの）接続部１４０に接続され得る。したがって、翼型部分１３０は胴体１１０の外向きに延び、接続部１４０は胴体１１０の内向きに延びる。カナードアセンブリ１２０のインターフェイス領域１２１は、カナードアセンブリ１２０の外側部と内側部との間で胴体１１０の外壁と整列され得る。

この実施例の別の局面では、接続部１４０は、（左側取付部１４１ａおよび右側取付部１４１ｂとして示される）２つの取付部１４１を含む。取付部１４１は、接続部１４０および翼型部分１３０が胴体１１０に対して動くのを許しながら、接続部１４０を胴体１１０に結合する。たとえば１つの実施例では、接続部１４０および翼型１３０は、矢印Ｒで示されるように回転軸１４６の回りを一体として回転し得る。したがって、接続部１４０はアクチュエータ１６０に結合されて回転軸１４６のまわりを能動的に回転する。他の実施例では、翼型部分１３０および／または接続部１４０は他の態様で胴体１１０に対して動き得る。

接続部１４０が胴体１１０に対して回転する実施例の特定の局面では、回転軸１４６はインターフェイス領域１２１および接続部１４０の最小断面積１４３を通り得る。この実施例の別の局面では、接続部１４０は、回転軸１４６にまっすぐに沿って取付部１４１の間に位置決めされるか、または回転軸１４６から離れるように垂直方向にオフセットされる中間領域１４２を含み得る。この実施例のさらなる局面では、中間領域１４２は、最小断面積１４３と同じかそれよりも大きな断面積を有し得る。図３および図４を参照して以下により詳細に記載のように、上記特徴は、与圧客室１１１の容積に対する翼型部分１３
０および関連の作動システムの影響を低減することができる。

図３は、カナードアセンブリ１２０および胴体１１０の一部の実施例の一部破断上面等角図である。この実施例の１つの局面では、カナードアセンブリ１２０の翼型部分１３０は各々、中央部１３３、中央部１３３の前方の前縁１３２、中央部１３３の機尾の後縁装置１３４（たとえば昇降舵）、および機外先端部１３５を含む。この実施例の１つの局面では、後縁装置１３４は中央部１３３に対して可動であり得、たとえば翼型部分１３０のトリム制御を与える。したがって、後縁装置１３４は、中央部分１３３に位置決めされる（図３には図示されない）アクチュエータに動作するように結合され得る一方、中央部１３３はピッチ制御を与える。その結果、中央部１３３は後縁装置１３４よりも高速で作動し得る。これは、全体が動く（かつ低速で動く）尾部がトリム制御を与え、高速で動く後縁昇降舵がピッチ制御を与えるいくつかの従来の機尾装着尾部構成とは異なっている。他の実施例では、後縁は中央部１３３に対して固定され得る。さらなる実施例では、前縁１３２は中央部１３３に対して可動であり得る。

以上の実施例のいずれにおいても、翼型部分１３０の要素は、一般的に剛性の構造を与えるように構成される縦桁１３６および／または横ストリンガ１３７を含み得る。この実施例の特定の局面では、中央部１３３のストリンガ１３７は、それらが胴体１１０に向かって機内方向に延在するにつれて収束し得る。この実施例のさらなる局面では、ストリンガ１３７は一体となるように接続部１４０に接続され、接続部１４０と翼型部分１３０との間の強固な構造的リンクを設け得る。他の実施例では、翼型部分１３０は、積層コア構造などの他の構造的構成を有し得る。

この実施例のさらなる局面では、接続部１４０の最小断面積１４３は、胴体１１０の外部のカナードアセンブリ１２０部分と胴体１１０の内部のカナードアセンブリ１２０部分との間のインターフェイス領域１２１に近接して位置決めされ得る。最小断面積１４３は、翼型１３０の最大翼弦長Ｃと比較して比較的小さい（たとえば翼弦方向の）幅Ｗを有し得る。たとえば、この実施例の１つの局面では、幅Ｗは最大翼弦長Ｃの約５％から約１５％の範囲にわたる値を有し得る。特定の実施例では、幅Ｗは最大翼弦長Ｃの約７％の値を有し得る。これらの実施例のいずれにおいても、回転軸１４６は最小断面積１４３を通り得る。したがって、翼型部分１３０が比較的大きな角度偏向にわたって回転する場合でも、中立位置に対する接続部１４０上のいずれの点の最大偏位も比較的小さくなる。

１つの実施例では、翼型部分１３０は、中立位置に対して約４０°の合計角度偏向にわたって回転し得る。この実施例の特定の局面では、合計角度偏向は、（たとえば、前縁１３２がその中立位置に対して上向きに１５°だけ偏向される）約１５°の上向き偏位、および（たとえば前縁１３２がその中立位置から下向きに２５°だけ偏向される）約２５°の下向き偏向を含み得る。他の実施例では、翼型部分１３０は他の角度範囲にわたって回転し得、ならびに／または角度範囲は異なる上向きおよび／もしくは下向き成分を有し得る。これらの実施例のいずれにおいても、与圧客室１１１の利用可能な容積に対するこれらの偏向による影響は比較的小さいものであり得る。なぜなら、たとえば、（ａ）接続部１４０が翼型部分１３０の最大翼弦長に対して比較的小さな断面積を有するからであり、（ｂ）回転軸１４６がインターフェイス領域１２１および最小断面積１４３を通るからである。さらなる実施例では、翼型部分１３０は、たとえば航空機が飛行中であるかまたは地上にあるかに依存して、異なる角度範囲にわたって回転し得る。そのような実施例のさらなる詳細は、図６および図７を参照して後述される。

１つの実施例では、取付部１４１は各々、接続部１４０の回転運動を許すように位置決めされる軸受１４４を含む。この実施例の１つの局面では、各軸受１４４は、接続部１４０から垂下し、かつ胴体１１０から垂下する第２の弓形の軸受面１４５ｂと係合する第１
の弓形の軸受面１４５ａを含み得る。軸受１４４は、玉軸受構成、ころ軸受構成、または当業者には公知の他の軸受構成を含み得る。これらの実施例のいずれにおいても、軸受１４４は、胴体１１０に対する接続部１４０および翼型部分１３０の回転運動に対応し得る。

アクチュエータ１６０は接続部１４０に回転運動を与える。１つの実施例では、アクチュエータ１６０はボールねじ１６２に結合される回転モータ１６１を含む。ボールねじ１６２は、ジンバルマウントによって接続部１４０に結合される対応のボールナット１６３を係合し得る。モータ１６１のシャフトが回転するにつれ、ボールねじ１６２はボールナット１６３をねじによって係合し、ナット１６３を弓形の経路に沿って前後に駆動し、これにより接続部１４０および翼型部分１３０を回転軸１６０のまわりで回転させる。この実施例の特定の局面では、アクチュエータ１６０は比較的高速で動作し得る。たとえば、アクチュエータ１６０は、１秒当たり約２０°以上の速度で翼型部分１３０を駆動し得る。特定の例では、翼型部分１３０は、１秒当たり約４０°以上の速度で動き得る。ボールねじ１６２は９００ｒｐｍまでおよび９００ｒｐｍを超える速度で回転して、翼型部分１３０の高速回転を与え得る。他の実施例では、アクチュエータ１６０は他の構成を含み得、他のスピードで動作し得る。たとえば、アクチュエータ１６０は線形アクチュエータおよび／またはラックアンドピニオン構成を含み得る。アクチュエータ１６０および関連装置の局面のさらなる詳細は図６および図７を参照して以下に与えられる。

図４は、図３の線４−４に実質的に沿って取られる、接続部１４０の一部の部分概略図である。１つの実施例では接続部１４０はほぼ矩形の断面形状を有し得、他の実施例では接続部１４０は他の断面形状を有し得る。これらの実施例のいずれにおいても、接続部１４０は、翼型部分１３０（図３）から胴体１１０（図３）に曲げ荷重を伝えるように構成され得る。たとえば、翼型部分１３０に垂直荷重がかかる場合、接続部１４０は第１および第２の垂直荷重経路１４７ａおよび１４７ｂに沿って曲げ荷重を伝達し得る。翼型１３０に縦方向の荷重がかかる場合、接続部１４０は第１および第２の縦方向荷重経路１４８ａ，１４８ｂに沿って荷重を伝達し得る。回転軸１４６は、小型の構成に比較的低い回転慣性モーメントを与えるように、荷重経路の任意の対の間に位置決めされ得る。

図１−４を参照して上述されたカナードアセンブリ１２０の実施例の１つの特徴は、接続部１４０が比較的小さな断面積と、それが支持する翼型部分１３０の最大翼弦長Ｃと比較して比較的小さな幅Ｗとを有することである。この特徴の利点は、接続部１４０が翼型部分１３０に対する十分な支持を依然として与えながら、胴体１１０内で比較的小さな容積しか占めないことである。したがって、与圧客室１１１の容積に対する接続部１４０の影響は比較的小さい。これは、航空機胴体の中を通る構造が対応の翼型の最大翼弦長の約５０％から約７５％の幅を有するいくつかの既存のカナード取付構成とは異なっている。

図１−４を参照して上述されたカナードアセンブリ１２０の実施例の別の特徴は、回転軸１４６が、インターフェイス領域１２１、最小断面積１４３、および／または翼型部分１３０から胴体１１０に荷重を伝える荷重経路の間の領域を通ることである。したがって、接続部１４０上の点は、翼型部分１３０が回転する際に回転軸１４６の比較的近くに留まる。これは、取付構造がその極端の前方または後方縁で回動し、したがってそれが回転すると大きな容積に及んでしまういくつかの既存の尾部取付構成とは異なっている。この発明の実施例に従う構成の利点は、翼型部分１３０が比較的大きな角度範囲にわたって回転したとしても、与圧客室１１１の容積に対する接続部１４０の影響が従来の構成よりも実質的に小さくなり得ることである。この構成の別の利点は、接続部１４０の回転慣性モーメントが比較的小さく、それにより接続部１４０が比較的高速で回転可能であることである。

図１−４を参照して上述されたカナードアセンブリ１２０の実施例のさらに別の特徴は、接続部１４０が取付部１４１から垂直方向にオフセットされる中間領域１４２を含み得ることである。この特徴の利点は、接続部１４０がその中に嵌合するカナードハウジング１１３が与圧客室１１１の通路１１４の上で垂直方向にオフセットされ、それにより内部乗客の移動性がより大きくなり得ることである。

カナードアセンブリ１２０の実施例のまた別の特徴は、カナードアセンブリが、全体が動く高速回転中央部１３３および独立可動後縁装置１３４を含み得ることである。この設計は、フライバイワイヤ制御システムと結合されると、最良の飛行機性能に最適に面を位置決めする能力を依然として維持しながら必要な際には最大制御支配を素早く達成できる。この設計はカナードアセンブリ１２０のサイズも低減することができ、これにより、カナードアセンブリを設置する航空機に重量およびコスト面での利点をもたらす。この構成の別の利点は、胴体１１０の両側の後縁装置１３４を非対称な態様で独立して作動させてヨー制御を生じることができ、それにより航空機の垂直尾部のサイズを低減し、さらなる潜在的な重量およびコスト面での利点をもたらし得ることである
他の実施例では、カナードアセンブリは、胴体１１０の与圧客室１１１の容積に対する影響がより低減される他の構成を有し得る。たとえば、図５に示される１つの実施例では、カナードアセンブリ５２０は翼型部分５３０ａおよび５３０ｂを含み得、その各々が（第１の接続部５４０ａおよび第２の接続部５４０ｂとして示される）別個の接続部５４０を有する。各接続部５４０は胴体１１０（図２）の中に延在し、対応の取付部５４１を含む。取付部５４１は各々、二重片持ち梁式構成の中に翼型部分５３０を支持する２つの軸受５４４を含み得る。各接続部５４０は、図１−４を参照して上述されたものとほぼ同様の角速度範囲で、ある角度範囲にわたって翼型部分５３０を駆動するアクチュエータ５６０にも結合され得る。アクチュエータ５６０を支持しかつ動作させるのに必要な構造は、胴体１１０の中の相反する垂直に整列されるクローゼット型構造の中に位置決めされ得る。したがって、この構成の利点は、それが与圧客室１１１内の頭上スペースに対して及ぼす影響がより低減され得ることである。これに対し、図１−４を参照して上述された構成の利点は、これが与圧客室１１１の横方向容積に対して実質的な影響を有しないことである。図１−４を参照して上述された構成のさらなる利点は、接続部１４０が胴体１１０全体を通って延在し、かつ両方の翼型部分１３０に取付けられることである。このことは、図５に示される片持ち梁式の構成よりも一般的に構造的により効率がよい。

図６および図７は、この発明の実施例に従う、図１−５を参照して上述されたものなどのカナードアセンブリを活性化するのに好適なアクチュエータ構成の詳細を図示する。１つの実施例では、アクチュエータ構成は、図３を参照して上述されたアクチュエータモータ１６１、ボールねじ１６２およびボールナット１６３を含み得る。ボールナット１６３は、装着ブラケット６６７を用いて接続部１４０に回動可能に装着され得る。この構成は、アクチュエータモータ１６１と接続部１４０との間に回動可能に結合される反作用リンク６６６をさらに含み、ボールねじ１６２を介してアクチュエータモータ１６１に伝達される荷重の少なくとも一部に反発し得る。

接続部１４０は中立位置６７０を有し得、そこから接続部が回転する。アクチュエータモータ１６１は、接続部１４０を、前方へは第１の下方向限界６６９ａまで、および後方へは第１の上方向限界６６９ｂへ駆動し得る。上述のように、第１の下方向限界６６９ａは中立位置６７０から２５°だけ偏向され得、第１の上方向限界６６９ｂは中立位置６７０から１５°だけ偏向され得る。他の実施例では、限界６６９ａ，６６９ｂは他の値を有し得る。これらの実施例のいずれにおいても、（前方ストップ部材６６８ａおよび後方ストップ部材６６８ｂとして示される）ストップ部材６６８が、それぞれ限界６６９ａ，６６９ｂに対応する位置でボールねじ１６２に沿ったボールナット１６３の移動距離を限定し得る。

図６に示される実施例の１つの局面では、アクチュエータモータ１６１は、回転軸１４６を通るモーメントアーム６７２に対して作用し得る。反作用リンク６６６は反作用リンク作用線６７３に沿った力に反発し得る。この実施例の１つの局面では、反作用リンク作用線６７３は回転軸１４６を通らない。この実施例の別の局面では、反作用リンク６６６は、モーメントアーム６７２からオフセットされた点で接続部１４０に取付けられ得る。その他の実施例では、反作用リンク６６６は他の構成を有し得る。

アクチュエータ構成は、アクチュエータモータ１６１に回動可能に取付けられるハンガーリンク６６４をさらに含み得る。大部分の好都合な構成では、ハンガーリンク６６４は固定長を有し、胴体１１０（図３）などの支持構造に回動可能に取付けられる。図６に示される実施例の１つの局面では、ハンガーリンク６６４はオーバートラベルアクチュエータ６６５に結合され得、矢印Ａで示されるように軸方向に延在して、図７を参照して以下により詳細に記載のように、接続部１４０の第２の運動範囲を与え得る。

図７は、ハンガーリンク６６４がその配置位置まで延びた状態の、図６を参照して上述された構成の部分概略図である。その配置位置で、オーバートラベルアクチュエータ６６５およびハンガーリンク６６４はともに接続部１４０をその第１の下方向限界６６９ａを超えて第２の下方向限界６７１ａまで駆動し得る。この実施例の１つの局面では、第２の下方向限界６７１ａは第１の下方向限界６６９ａをさらに２０°超えたところに位置し得る。他の実施例では、第２の下方向限界６７１ａは、第１の下方向限界６６９ａに対して他の位置を有し得る。これの実施例のいずれにおいても、アクチュエータモータ１６１は、（たとえば１５°上方向偏向から２５°下方向偏向までの）第１の運動範囲にわたって接続部１４０を動かし得、オーバートラベルアクチュエータ６６５は、（たとえば２５°下方向偏向から４５°下方向偏向までの）第２の運動範囲にわたって接続部１４０を動かし得る。ロックアウト装置６９０などの制御装置は、各運動範囲が利用可能である場合に制御を行ない得る。

１つの実施例では、上述の第１および第２の運動範囲は、カナードアセンブリ１２０（図３）の異なる動作形態の間に利用可能であり得る。たとえば１つの実施例では、接続部１４０は、航空機が飛行中の間に（たとえば第１の上方向限界６６９ｂと第１の下方向限界６６９ａとの間の）第１の範囲にわたって動作され得る。オーバートラベルアクチュエータ６６５は、航空機が地上にある間のみ（たとえば第２の下方向限界６７１ａまでの）第２の範囲にわたって接続部１４０を動作し得る。この構成の利点は、カナードアセンブリ１２０が下向きに偏向されて、前方旅客用ドア１１９（図１）へのアクセスが改良され得ることである。したがって、カナードアセンブリ１２０との接触および／またはそれに対する損傷を与えるリスクを冒さなくても、従来のジェットウェイおよび／または可動階段を前方旅客用ドア１１９に近接して容易に位置決めできる。

この実施例の別の局面では、ロックアウト装置６９０は、航空機が好適な動作形態にない場合にオーバートラベルアクチュエータ６６５が作動する（たとえばハンガーリンク６６４をその延びた位置に動かす）のを防止し得る。たとえば１つの実施例では、オーバートラベルアクチュエータ６６５は、航空機が地上にある場合にのみ作動され得る。別の実施例では、オーバートラベルアクチュエータ６６５は、前方旅客用ドア１１９が開いている場合またはロックされていない場合のみ作動され得る。さらなる実施例では、オーバートラベルアクチュエータ６６５は、航空機のエンジンがシャットダウンされているときなどのオーバートラベルアクチュエータ６６５に電源が入っていない場合のみハンガーリンク１６４をその延びた位置まで動かし得る。また別の実施例では、オーバートラベルアクチュエータ６６５は、航空機動作条件の選択された範囲の外側でのその作動を防止するソフトウェアに結合され得る。さらなる実施例では、オーバートラベルアクチュエータ６６
５は、飛行中にカナードアセンブリ１２０にかかる空力力を克服することができないようにサイズ決めされ得、したがって、航空機が飛行中でない場合に第１の下方向限界６６９ａを超えて接続部１４０を動かすことしかできない。他の実施例では、ロックアウト装置は、航空機旅客用ドア、貨物用ドア、および／またはハイリフトシステムに現在用いられているものなどの他の構成を含み得る。これらの実施例のいずれにおいても、ロックアウト装置の利点は、航空機が制御不可能な姿勢に入るのを潜在的に引起こし得る飛行中の位置にカナードアセンブリが配置されるのを防止し得ることである。

上述の実施例の１つの局面では、カナードアセンブリ１２０の第２の運動範囲を用いて前方旅客用ドア１１９へのアクセスを改良することができる。他の実施例では、カナードアセンブリ１２０の第２の運動範囲を他の目的に用いることができる。たとえば１つの実施例では、カナードアセンブリ１２０を第２の下方向限界６７１ａに配置してメンテナンス作業中のアクセスを改良することができる。

その他の実施例では、作動された装置を異なる運動範囲にわたって動かすように同じ作動装置に結合される複数のアクチュエータを含むアクチュエータ構成を他の航空機装置上に実現することができる。たとえば、そのような構成を（航空機前縁および／または後縁システムなどの）航空機ハイリフトシステム上に実現することができる。さらなる実施例では、そのような構成を飛行機以外の可動装置上に実現することができる。

以上から、この発明の具体的な実施例が例示の目的のために本明細書中に説明されたが、本発明の精神および範囲から逸脱することなくさまざまな変形がなされ得ることが認められる。たとえば、カナード構成の実施例を、図１に示されたものとは異なる構成を有する航空機上に実現することができる。本明細書中に開示されたものと共通の特徴を有する構造のその他の構成は以下の係属中の米国特許出願に含まれ、その両者ともが本願と同時に出願され、その両者ともが引用により援用されている：「カナードを含む可動エアテールを設置しかつ作動させるための方法および装置」（“Method and Apparatus for Installing and Actuating Movable Airtails, Including Canards”）と題された１０／ （代理人管理番号０３００４．８０７５ＵＳ１）；および「カナードを含む可動要素を回転可能に支持するための方法および装置」（“Method and Apparatus for Rotatably Supporting Movable Components, Including Canards”）と題された１０／ （代理人管理番号０３００４．８０７９ＵＳ１）。したがって、この発明は添付の請求項によって限定される以外によっては限定されない。

この発明の実施例に従うカナードアセンブリを有する航空機の部分概略等角図である。 線２−２に実質的に沿ってとられた、図１に示される航空機の一部の部分概略断面図である。 この発明の実施例に従って構成されるカナードアセンブリの部分概略上面背面等角図である。 この発明の実施例に従って構成されるカナードアセンブリの接続部の部分概略断面図である。 この発明の別の実施例に従う片持ち梁式翼型を有するカナードアセンブリの上面背面等角図である。 この発明の実施例に従う、中立位置のアクチュエータ構成を有するカナードアセンブリの部分概略側面立面図である。 ２つの作動範囲のうちの第２に配置された、図６に示されたカナードアセンブリの実施例の部分概略側面立面図である。

符号の説明

１２０ カナード、１３０ 翼型、１４４ 軸受、１６０ アクチュエータ。

Claims (28)

1. 航空機であって、
   胴体部分と、
   胴体部分に結合された翼部分と、
   第１の運動範囲および第１の運動範囲とは異なる第２の運動範囲を有する可動装置と、
   可動装置に結合された第１のアクチュエータとを含み、第１のアクチュエータは、第１の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、さらに
   可動装置に結合された第２のアクチュエータを含み、第２のアクチュエータは、第２の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、さらに
   第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つに結合された制御装置を含み、制御装置は、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を制御するように構成され、
   第１のアクチュエータは第１の荷重容量を有し、第２のアクチュエータは第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し、
   第１のアクチュエータは親ねじ装置を含み、第２のアクチュエータは線形延長可能リンクを含む、航空機。
2. 制御装置は、しきい値条件が満たされた場合に、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を防止するように構成される、請求項１に記載の航空機。
3. 制御装置は、航空機が飛行中の場合に第２のアクチュエータの作動を防止するように構成される、請求項１に記載の航空機。
4. 第２のアクチュエータは、動作するように第１のアクチュエータおよび可動装置の両者に結合され、第２のアクチュエータの作動は、第１のアクチュエータおよび可動装置の両者の運動を生じる、請求項１に記載の航空機。
5. 第２のアクチュエータは、動作するように第１のアクチュエータおよび可動装置の両者に結合され、第２のアクチュエータの作動は、一体として第１のアクチュエータおよび可動装置の運動を生じる、請求項１に記載の航空機。
6. 可動装置はカナードを含む、請求項１に記載の航空機。
7. 第２の運動範囲の少なくとも一部は第１の運動範囲を超えて延びる、請求項１に記載の航空機。
8. 第１のアクチュエータは、第１の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、第２のアクチュエータは、第２の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、第２の角度運動範囲の少なくとも一部は第１の角度運動範囲を超えて延びる、請求項１に記載の航空機。
9. 航空機であって、
   胴体部分と、
   胴体部分に結合された翼部分と、
   胴体部分に可動に結合されたカナードとを含み、カナードは、第１の運動範囲および第２の運動範囲を有し、第２の運動範囲の少なくとも一部は第１の運動範囲とは異なり、さらに
   第１の運動範囲にわたってカナードを動かすようにカナードに結合された第１のアクチュエータを含み、第１のアクチュエータは第１の荷重容量を有し、さらに
   第２の運動範囲にわたってカナードおよび第１のアクチュエータを動かすようにカナードおよび第１のアクチュエータに結合された第２のアクチュエータを含み、第２のアクチュエータは、第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し、
   第１のアクチュエータは親ねじ装置を含み、第２のアクチュエータは線形延長可能リンクを含む、航空機。
10. 第１および第２のアクチュエータに結合された制御装置をさらに含み、制御装置は、第２のアクチュエータの作動を選択的に防止するように構成される、請求項９に記載の航空機。
11. 第２のアクチュエータは、航空機が停止している間にカナードを動かすようにサイズ決めされ、さらにカナードは航空機の運行範囲中の一部の間に空気力にさらされ、さらに第２のアクチュエータは、その空気力よりも小さい最大力容量を有する、請求項９に記載の航空機。
12. 胴体は、胴体の内部領域と胴体の外部領域との間にアクセスドアを含み、カナードの第１の運動範囲は第１の限界を有し、カナードの第２の運動範囲は第１の限界とは異なる第２の限界を有し、さらにカナードは、第１の限界の場合よりも第２の限界の場合にアクセスドアに対するより大きなアクセスを許す、請求項９に記載の航空機。
13. 第１の運動範囲は、中立位置の第１の側に１５度から中立位置の第２の側に約２５度までの角度範囲を含み、第２の運動範囲は、中立位置の第２の側に約４０度に延びる角度範囲を含む、請求項９に記載の航空機。
14. 航空機カナードを含む可動要素を作動させる装置であって、
    第１の運動範囲および第１の運動範囲とは異なる第２の運動範囲を有する可動装置と、
    第１の運動範囲にわたって可動装置を動かすように可動装置に結合された第１のアクチュエータと、
    第２の運動範囲にわたって可動装置を動かすように可動装置に結合された第２のアクチュエータと、
    第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つに結合された制御装置とを含み
    、制御装置は、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を制御するように構成され、
    第１のアクチュエータは第１の荷重容量を有し、第２のアクチュエータは第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し、
    第１のアクチュエータは親ねじ装置を含み、第２のアクチュエータは線形延長可能リンクを含む、装置。
15. 制御装置は、しきい値条件が満たされた場合に、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を防止するように構成される、請求項１４に記載の装置。
16. 第２のアクチュエータは、動作するように第１のアクチュエータおよび可動装置の両者に結合され、第２のアクチュエータの作動は、第１のアクチュエータおよび可動装置の両者の運動を生じる、請求項１４に記載の装置。
17. 第２のアクチュエータは、動作するように第１のアクチュエータおよび可動装置の両者に結合され、第２のアクチュエータの作動は、一体として第１のアクチュエータおよび可動装置の運動を生じる、請求項１４に記載の装置。
18. 第１のアクチュエータは、第１の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、第２のアクチュエータは、第２の角度運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、第２の角度運動範囲の少なくとも一部は第１の角度運動範囲を超えて延びる、請求項１４に記載の装置。
19. 航空機であって、
    胴体部分と、
    胴体部分に結合された翼部分と、
    第１の運動範囲および第１の運動範囲とは異なる第２の運動範囲を有する可動装置と、
    第１の運動範囲にわたって可動装置を動かすように可動装置に結合された第１の作動手段と、
    第２の運動範囲にわたって可動装置を動かすように可動装置に結合された第２の作動手段と、
    第１および第２の作動手段に結合された制御手段とを含み、制御手段は、第１および第２の作動手段のうち少なくとも１つの作動を制御するように構成され、
    第１の作動手段は第１の荷重容量を有し、第２の作動手段は第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し、
    第１の作動手段は親ねじ装置を含み、第２の作動手段は線形延長可能リンクを含む、航空機。
20. 制御手段は、しきい値条件が満たされた場合に、第１および第２の作動手段のうち少なくとも１つの作動を防止するように構成される、請求項１９に記載の航空機。
21. 制御手段は、航空機が飛行中の場合に第２の作動手段の作動を防止するように構成される、請求項１９に記載の航空機。
22. 第２の作動手段は、動作するように第１の作動手段および可動装置の両者に結合され、第２の作動手段の作動は、第１の作動手段および可動装置の両者の運動を生じる、請求項１９に記載の航空機。
23. 可動装置はカナードを含む、請求項１９に記載の航空機。
24. 航空機を製造するための方法であって、
    可動装置を航空機の一部に結合するステップを含み、可動装置は、第１の運動範囲および第１の運動範囲とは異なる第２の運動範囲を含み、さらに
    第１のアクチュエータを可動装置に結合するステップを含み、第１のアクチュエータは、第１の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、さらに
    第２のアクチュエータを可動装置に結合するステップを含み、第２のアクチュエータは、第２の運動範囲にわたって可動装置を動かすように位置決めされ、さらに
    制御装置を第１および第２のアクチュエータに接続するステップを含み、制御装置は、第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を制御するように構成され、
    第１のアクチュエータは第１の荷重容量を有し、第２のアクチュエータは第１の荷重容量よりも小さい第２の荷重容量を有し、
    第１のアクチュエータは親ねじ装置を含み、第２のアクチュエータは線形延長可能リンクを含む、方法。
25. 制御装置を接続するステップは、しきい値条件が満たされた場合に第１および第２のアクチュエータのうち少なくとも１つの作動を防止するように構成される制御装置を接続するステップを含む、請求項２４に記載の方法。
26. 制御装置を接続するステップは、航空機が飛行中の場合に第１および第２のアクチュエータのうち１つの作動を防止するように構成される制御装置を接続するステップを含む、請求項２４に記載の方法。
27. 第２のアクチュエータを結合するステップは、第１のアクチュエータおよび可動装置の両者を動かすように第２のアクチュエータを結合するステップを含む、請求項２４に記載の方法。
28. 可動装置を結合するステップは、カナードを航空機の胴体に結合するステップを含む、請求項２４に記載の方法。

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