特許 6140978 航空宇宙機ヨー発生システムおよび関連方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6140978

(24)【登録日】2017年5月12日

(45)【発行日】2017年6月7日

(54)【発明の名称】航空宇宙機ヨー発生システムおよび関連方法

(51)【国際特許分類】

   B64C 9/02 20060101AFI20170529BHJP

   B64C 9/12 20060101ALI20170529BHJP

【ＦＩ】

   B64C9/02 A

   B64C9/12

【請求項の数】2

【外国語出願】

【全頁数】17

(21)【出願番号】特願2012-244567(P2012-244567)

(22)【出願日】2012年11月6日

(62)【分割の表示】特願2008-518185(P2008-518185)の分割

【原出願日】2006年6月2日

(65)【公開番号】特開2013-63769(P2013-63769A)

(43)【公開日】2013年4月11日

【審査請求日】2012年12月4日

【審判番号】不服2015-18737(P2015-18737/J1)

【審判請求日】2015年10月16日

(31)【優先権主張番号】11/158,198

(32)【優先日】2005年6月21日

(33)【優先権主張国】US

(73)【特許権者】

【識別番号】500520743

【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー

【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ

(74)【代理人】

【識別番号】110002077

【氏名又は名称】園田・小林特許業務法人

(72)【発明者】

【氏名】ハリガン，ジェフリー・エス

(72)【発明者】

【氏名】ボーフレール，ヘンリー・エル

【合議体】

【審判長】 氏原 康宏

【審判官】 小原 一郎

【審判官】 一ノ瀬 覚

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許第５３７５７９３（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第６４９１２６１（ＵＳ，Ｂ１）

【文献】 米国特許第５５６４６５２（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第４１４６２００（ＵＳ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

B64B 1/00- 1/70

B64C 1/00- 99/00

B64D 1/00- 47/08

B64F 1/00- 5/00

B64G 1/00- 99/00

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

第１の部分（１１２）と第２の部分（１１４）とを備えた胴体（１１０）とヨー発生システム（１００）とを有する宇宙航空機 (１０１)であって、該ヨー発生システム（１００）は
可動な制御表面（１４２）であって、収納されたとき、略水平面に広がり、該宇宙航空機（１０１）が流れ場（Ｆ）に位置したとき該制御表面（１４２）は偏向位置に可動であり、該位置では該制御表面（１４２）が該胴体（１１０）に隣接した流れパターンを発生するように位置し、該胴体（１１０）の第１の部分（１１２）と該胴体（１１０）の第２の部分（１１４）との間で、該流れパターンが圧力差（Ｐ１）を発生するように位置し、第１と第２の部分（１１２、１１４）とは該圧力差（Ｐ１）が該宇宙航空機（１０１）上にヨーモーメント（Ｙｍ１）を生成するように位置した宇宙航空機 (１０１)において、
該制御表面（１４２）が第１の制御表面（１４２ａ）を含み、
該システムはさらに、第２の制御表面（１４２ｂ）を有し、収納されたとき、略水平面に広がり、第１と第２の制御表面（１４２ａ、１４２ｂ）が該胴体（１１０）に対して少なくとも略対称に位置し、第１の制御表面（１４２ａ）が該偏向位置に置かれたとき、第２の制御表面（１４２ｂ）が選択された位置に位置づけ可能であり、
第１のウィングセクション（１２０ａ）が該胴体（１１０）に結合され、第１の制御表面（１４２ａ）が第１のウィングセクション（１２０ａ）に結合され、
第２のウィングセクション（１２０ｂ）が第１のウィングセクション（１２０ａ）とはほぼ反対に該胴体（１１０）に結合され、第２の制御表面（１４２ｂ）が第２のウィングセクション（１２０ｂ）に結合され、
第１の制御表面（１４２ａ）の該偏向位置において、かつ第２の制御表面（１４２ｂ）の該選択された位置において、
第１の制御表面（１４２ａ）は、いくつかの領域では、流体の流れの一部を加速し、それにより動圧を増加させ、局部的圧力または静的な圧力を減少させ、さらに該流れの他の部分を減速させて、動圧を低減し局部的圧力または静的な圧力を増加させ、圧力差（Ｐ１）を発生するように流れパターンを生成するように位置づけられ、前記第１及び第２の制御表面が該胴体からそれぞれ前記第１及び第２のウイングセクションの先端に向かって３分の１内に位置したスポイラであり、該スポイラの制御によってのみ、該流れパターン、該圧力差（Ｐ１）及び該ヨーモーメント（Ｙｍ１）が生成されることを特徴とする、宇宙航空機。

【請求項2】

ヨー発生方法であって、該方法は、
宇宙航空機(１０１)の胴体（１１０）に隣接して、可動な制御表面（１４２）を位置づけることであって、該胴体（１１０）は、第１の部分（１１２）と第２の部分（１１４）とを有し、
該可動な制御表面（１４２）は収納されたとき、略水平面に広がり、偏向された位置に可動であり、該偏向された位置において該制御表面（１４２）が、該宇宙航空機（１０１）が流れ場（Ｆ）に位置したとき流れパターンを発生するように位置し、該流れパターンは該胴体（１１０）の第１の部分（１１２）と該胴体（１１０）の第２の部分（１１４）との間で、圧力差（Ｐ１）を発生するように位置づけられており、該胴体（１１０）の第１と第２の部分（１１２、１１４）は該圧力差（Ｐ１）が該宇宙航空機（１０１）の上にヨーモーメント（Ｙｍ１）を生成するように位置した、該可動な制御表面（１４２）を位置づけることを含んでおり、
−該可動な制御表面（１４２）は、第１と第２の制御表面（１４２ａ、１４２ｂ）を含み、該第１と第２の制御表面（１４２ａ、１４２ｂ）が、該胴体（１１０）に対して水平面内に、少なくとも略対称に位置し、第１の制御表面（１４２ａ）が該偏向位置に置かれたとき、第２の制御表面（１４２ｂ）が選択された位置に位置づけ可能であり、該方法はさらに、
−第１の制御表面（１４２ａ）を第１のウィングセクション（１２０ａ）に結合することと、第１のウィングセクション（１２０ａ）を該胴体（１１０）に結合することと、
第２のウィングセクション（１２０ｂ）を該胴体（１１０）に該胴体（１１０）に対して第１のウィングセクション（１２０ａ）のほぼ反対に結合することと、第２の制御表面（１４２ｂ）を第２のウィングセクション（１２０ｂ）に結合することとを含み、
−該偏向位置において、該制御表面（１４２）が該胴体（１１０）の第１の部分（１１２）と該胴体（１１０）の第２の部分（１１４）との間で、圧力差（Ｐ１）を発生するように位置した流れパターンを生成し、該宇宙航空機（１０１）の上にヨーモーメント（Ｙｍ１）を生成するように位置づけられることは、第１の制御表面（１４２ａ）がいくつかの領域では、流体の流れの一部を加速し、それにより動圧を増加させ、局部的圧力または静的な圧力を減少させ、さらに該流れの他の部分を減速させて、動圧を低減し局部的圧力または静的な圧力を増加させるように位置づけられることを含み、前記第１及び第２の制御表面が該胴体からそれぞれ前記第１及びの第２ウイングセクションの先端に向かって３分の１内に位置したスポイラであり、該スポイラの制御によってのみ、該流れパターン、該圧力差（Ｐ１）及び該ヨーモーメント（Ｙｍ１）が生成されることを特徴とした、方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明の実施形態は、スポイラ表面を使用して航空宇宙機の胴体に低圧力領域を発生させてヨーイングモーメントを引き起こすことを含む、航空宇宙機ヨー発生システムおよび関連方法に関する。

【背景技術】

【0002】

背景
航空機は概ね、一定の方向安定性および制御特性を有することが求められる。これらの特性を達成するために、航空機は概ね垂直安定板および方向舵を有する。大型の複数エンジン航空機の垂直安定板のサイズ、方向舵（単数、複数）のサイズ、および方向舵アクチュエータのパワー（関連油圧システム（単数、複数）のサイズおよび／または動作圧力を含む）は一定のエンジンアウト可制御性必須条件により決定されることが多い。例えば航空機認可時に、政府機関（例えば、連邦航空局）は、選択状態におけるエンジン不具合に対する地上および飛行中の最低制御速度を決定するように製造業者に求めていることが多い。

【0003】

飛行中の最低制御速度は、臨界発動機が突然動作不能になったとき、特定動作状態時に飛行機の制御を維持することが可能である較正対気速度を含み得る。地上での最低制御速度は、選択動作状態時に突然臨界発動機が動作不能となったときに、通常のパイロット技術を使用しつつ、方向舵制御だけを使用して飛行機の制御を維持することが可能である、離陸滑走時の較正対気速度を含み得る。概して、航空機がより高い最低制御速度を有するほど、航空機は離陸および／または着陸に対してより多くの滑走路が必要である。従って、低い最低制御速度を有するように航空機を設計することが望ましい。

【0004】

低い最低制御速度は概ね、大きな垂直安定表面、より大きな方向舵表面、およびパワーのある方向舵アクチュエータ（例えば、高速移動および／または強力方向舵アクチュエータ）を必要とする。より大きな表面および／またはパワーのあるアクチュエータは航空機の重量を増し、多くの場合、複雑性および製造コストを上げる。加えて、より大きな表面は飛行の種々の局面において（例えば、巡航飛行）抗力を増加させて、燃料使用およびコストを上げることになる。

【0005】

本明細書に参照として完全に組み込まれる、１９９４年１２月２７日に発行された米国特許第５，３７５，７９３号に記載されるように、製造業者はフライバイワイヤ飛行制御システムを使用して瞬時に補助翼および／またはスポイラを偏向してウィング上に抗力を引き起こし、それによりヨーイングモーメントを生じさせ、一定のエンジンアウト状態時において方向舵により引き起こされるヨーイングモーメントを補うようにすることを考えた。従って、ヨーイングモーメントは引き起こされる抗力の量と、流体抵抗が加わる場所と重力における航空機中心（ｃ．ｇ．）との間の距離とに比例する。ヨーイングモーメントを増加させるためには抗力を増加させなければならない、および／またはさらにｃ．ｇ．から力を加えなければならない。この解決策の問題点は、抗力の増加により航空機の推力対抗力（ｔｈｒｕｓｔ−ｔｏ−ｄｒａｇ）の比率が低減し、これによりエンジンアウト性能（例えば、航空機が加速する能力）を落とし得るということである。この解決に対する別の問題点は、航空機のｃ．ｇ．からさらに流体抵抗を生み出すには、ウィングの外側（ｏｕｔｂｏａｒｄ）部分のスポイラまたは補助翼の偏向が必要であり、これは多くの場合、航空機上にローリングモーメントを生成する。このローリングモーメントを補償するために、他の飛行制御表面が偏向されなければならず、パイロットの作業負荷を増加させ、飛行制御複雑性および／または全航空機抗力を増大させ得る。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0006】

【特許文献1】米国特許第５，３７５，７９３号明細書

【発明の概要】

【課題を解決するための手段】

【0007】

本発明は概ね、スポイラ表面を使用して、航空宇宙機の胴体の第１の部分と第２の部分との間に圧力差を発生させることを含む、ヨー発生システムおよび関連方法に向けられている。延いては圧力差はヨーイングモーメントを引き起こし得る。本発明の態様は、第１の部分と第２の部分とを備えた胴体を有する航空宇宙機を含み得る、ヨー発生システムに向けられている。システムは、胴体に連結されて概ね水平面上に延びる可動制御表面をさらに含み得る。制御表面は、航空宇宙機が流れ場に位置すると、胴体に隣接した流れパターンを引き起こすように制御表面が位置付けられる偏向位置に移動可能であり得る。流れパターンは、胴体の第１の部分と胴体の第２の部分との間に圧力差を引き起こすように位置付けられ得る。第１および第２の部分は、圧力差が航空宇宙機上にヨーイングモーメントを生成するように位置し得る。

【0008】

本発明の他の態様は、航空宇宙機の胴体に隣接して可動制御表面を位置させる工程を含み得るヨー発生システムを作る方法に向けられている。胴体は第１の部分と第２の部分とを有し得る。方法は可動制御表面を胴体に連結する工程をさらに含み得る。制御表面は概ね水平面上に延び得、偏向位置に移動可能であり得る。偏向位置では、航空宇宙機が流れ場に位置すると、制御表面が流れパターンを引き起こすように位置付けされ得る。流れパターンは、胴体の第１の部分と胴体の第２の部分との間に圧力差を引き起こすように位置し得る。胴体の第１および第２の部分は圧力差が航空宇宙機上にヨーイングモーメントを生成するように位置し得る。

【0009】

本発明のさらに他の態様では、流れ場に航空宇宙機を置く工程を含み得る、ヨーイングモーメントを引き起こす方法に向けられている。方法は偏向位置に制御表面を位置付けて、胴体の第１の部分と胴体の第２の部分との間に圧力差を引き起こし、航空宇宙機上にヨーイングモーメントを生成する工程をさらに含み得る。制御表面は胴体に連結され得、かつ（ａ）概ね水平面上に延びるか、（ｂ）制御表面が胴体の表面に概ね揃えられる収納位置と、制御表面が胴体の第１の側面から外側に向かって第１の側面に対向した胴体の第２の側面から離れて延び得る偏向位置との間で移動可能であるか、または（ｃ）（ａ）と（ｂ）の両方であり得る。

【図面の簡単な説明】

【0010】

【図1】本発明の実施形態によるヨーイングモーメントを引き起こすためのシステムの等角図である。

【図2】図１に示されるシステムの飛行制御システム部の概略図である。

【図3】推力非対称がなく、方向舵表面偏向がなく、また第１の制御表面および第２の制御表面は共に第１の選択位置にある、図１に示されたシステムの一部の等角図である。

【図4】第１の制御表面が第１の偏向位置にあり、第２の制御表面は第１の選択位置にある、図３に示されたシステムの一部の等角図である。

【図5】第１の制御表面が第２の偏向位置にあり、第２の制御表面は第２の選択位置にある、図３に示されたシステムの一部の等角図である。

【図6】長い線６−６に沿った図５に示されたシステムの一部の部分的概略断面図である。

【図7】長い線７−７に沿った図５に示されたシステムの一部の部分的概略断面図である。

【図8】本発明の他の実施形態による、航空宇宙機の胴体に連結された制御表面でヨーイングモーメントを引き起こすためのシステムの等角図である。

【図9】第１の制御表面が偏向位置にあり、第２の制御表面は選択位置にある、図８に示されたシステムの等角図である。

【図10】本発明のさらに他の実施形態による、航空宇宙機の胴体に連結された他の制御表面でヨーイングモーメントを引き起こすためのシステムの等角図である。

【図11】第１の制御表面が偏向位置にあり、第２の制御表面は選択位置にある、図１０に示されたシステムの等角図である。

【発明を実施するための形態】

【0011】

詳細な説明
本開示は、スポイラ表面を使用して航空宇宙機の胴体の第１の部分と第２の部分との間に圧力差を発生させて、ヨーイングモーメントを引き起こすことを含む、航空宇宙機ヨー発生システムおよび関連方法を記載する。本発明のある実施形態の徹底した理解を提供するように、本発明のいくつかの特定の詳細が以下の説明および図１乃至図７において述べられる。しかしながら、当業者は、本発明がさらなる実施形態を有し、本発明の他の実施形態は下記に記載される特定の特徴のいくつかがなくても実践され得ることを理解するであろう。

【0012】

図１は、制御表面を使用して、航空宇宙機の胴体の第１の部分と第２の部分との間に圧力差を発生させ、ヨーイングモーメントを引き起こすシステムの実施形態を図示する。図２乃至図７は、図１に示されるシステムの動作のさらなる詳細を図示する。下記に記載される本発明のある実施形態は、選択動作状態時において（例えば、離陸時のエンジン損失時）、航空機ヨー制御および／または方向安定性を増大させるのに使用され得る。

【0013】

図１では、ヨー発生システム１００は、胴体１１０を備える航空宇宙機１０１と、複数のウィングセクション１２０と、飛行制御システム１３０と、胴体１１０上に圧力差を引
き起こして航空宇宙機１０１上にヨーイングモーメントを生成するように構成される少なくとも１つの制御表面を含む制御装置（単数、複数）１４０とを含む。図示される実施形態では、胴体１１０は、第１の側面１１１と、図１におけるＸ−Ｚ面（例えば、ロールおよびヨー軸によって定義される胴体に対する垂直平面）に対して第１の側面１１１に概ね対向する第２の側面１１３とを含む。第１のウィングセクション１２０ａは胴体１１０の第１の側面１１１に隣接して位置し、第２のウィングセクション１２０ｂは胴体１１０の第２の側面１１３に隣接して位置する。

【0014】

他の実施形態では、システム１００は、より多くのもしくはより少ないウィングセクション（単数、複数）１２０および／または他の構成を有するウィングセクション（単数、複数）１２０を含み得る。例えば、ウィングセクション１２０は、概ね横方向に延び（例えば、表面は上反角もしくは下反角を有して、または有さずに図１に示すＹ軸に概ね平行して延び得る）、流れ場Ｆに置かれると揚力を発生させるように構成される、任意の表面または翼セクションの一部を含み得る。例えばある実施形態では、システム１００は、先尾翼の部分および／または主翼の部分を含む他のウィングセクションを含むウィングセクション１２０を含み得る。他の実施形態では、ウィングセクション（単数、複数）１２０は胴体１１０に直接接続されずに胴体１１０に連結される。例えばウィングセクション１２０は、胴体１１０の上部または下部に吊り下げられる翼セクション（例えば、複葉機または三葉機構成）を含み得る。

【0015】

図示される実施形態では、制御装置１４０は、動作時または飛行時において航空宇宙機１０１を制御するようにモーメントまたは力を発生し得る装置（例えば、姿勢スラスタ（ａｔｔｉｔｕｄｅ ｔｈｒｕｓｔｅｒ）、空気力学的表面、および推力偏向ノズル）を含む。図１では、制御装置１４０は、制御表面１４２と、方向舵表面１４１と、他の制御装置１４３とを含む。他の実施形態では、システム１００はより多くのまたはより少ない制御装置１４０を含み得る。

【0016】

図１では、制御表面１４２は、第１のウィングセクション１２０ａに連結される第１の制御表面１４２ａと第２のウィングセクション１２０ｂに連結される第２の制御表面１４２ｂとを含む。図示される実施形態では、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは、少なくともおおよそ胴体に対してＸ−Ｙ面（例えば、水平面）上に対称的に位置するスポイラ表面を含む。他の実施形態では、システム１００は制御表面１４２の他の配置と、他のタイプの制御表面１４２と、より多くのまたはより少ない制御表面１４２とを含み得る。例えば他の実施形態では、制御表面１４２はフラップまたは補助翼表面を含み得る。

【0017】

図１では、第１の制御表面１４２ａは偏向位置において示されている。偏向位置では、第１の制御表面１４２ａは、航空宇宙機１０１が流れ場Ｆに位置すると、胴体１１０に隣接して少なくとも１つの流れパターンを引き起こすように位置付けられる。図示された実施形態では、第１の制御表面１４２ａは、翼幅（例えば、胴体から先端）の３分の１内に位置し、胴体１１０の第１の部分１１２と胴体１１０の第２の部分１１４との間に第１の圧力差Ｐ１を引き起こすように位置付けられた、胴体１１０に隣接した第１の流れパターンを引き起こしている。図示される実施形態では、胴体の第１および第２の部分１１２、１１４は、第１の圧力差Ｐ１が航空宇宙機１０１の“ｃ．ｇ．”（重心）から若干離れて第１の横力Ｓ１を生成し、航空宇宙機１０１のヨー軸Ｚ回りに第１のヨーイングモーメントＹｍ１を生成するように位置する。図示される実施形態では、第１の横力Ｓ１はｃ．ｇ．の後部に位置する。他の実施形態では（例えば、第１の制御表面１４２ａは先尾翼上に位置する）、第１の横力Ｓ１はｃ．ｇ．の前に位置して、反対方向に第１のヨーイングモーメントＹｍ１を生成し得る。

【0018】

図示される実施形態では、胴体１１０の第１の部分１１２は胴体１１０の第１の側面１１１上に位置し、胴体１１０の第２の部分１１４は胴体１１０の側面１１３上に位置するが、第１および第２の部分は互いに直接対向して位置しない。他の実施形態では、第１および第２の部分１１２、１１４は、Ｘ−Ｚ面に対して互いに直接対向して位置付けられる。さらに別の実施形態では、第１および第２の部分１１２、１１４は、ヨーイングモーメントＹｍ１を生成する他の位置を有し得る。上述のように、図１では第１の制御表面１４２ａは翼幅の３分の１内に位置するが、第１の制御表面１４２ａは偏向位置が胴体上で第１の圧力差を引き起こし得る他の場所を有し得ることが理解される。

【0019】

ある実施形態では、第１の制御表面１４２ａは、航空宇宙機１０１が流れ場Ｆに位置すると、偏向位置に位置付けられて流れ体１０２（例えば、方向安定板（ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒ）、垂直尾翼、Ｖ尾翼、方向舵表面または垂直尾翼）に隣接した第２の流れパターンを引き起こす。本明細書で使用されるように、流れ体１０２は胴体以外の航空宇宙機１０１上の任意の流れ体１０２を示す。第２の流れパターンは、流れ体１０２の第１の部分１０３と流れ体１０２の第２の部分１０４との間に第２の圧力差Ｐ２を引き起こすように位置付けられ得る。図示される実施形態では、流れ体１０２の第１および第２の部分１０３、１０４は、第２の圧力差Ｐ２が航空宇宙機１０１のｃ．ｇ．から幾分離れて第２の横力Ｓ２を生成し、航空宇宙機１０１上に第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成するように位置する。

【0020】

図１では、流れ体１０２は、航空宇宙機１０１のｃ．ｇ．の後部に位置する垂直安定板を含む。従って、第２の横力Ｓ２はｃ．ｇ．の後部に位置する。他の実施形態では、第２の横力Ｓ２はｃ．ｇ．の前に位置して、反対方向に第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成し得る（例えば、第１の制御表面１４２ａが先尾翼に位置し、流れ体１０２がｃ．ｇ．の前方に位置付けられている場合）。

【0021】

ある実施形態では、第１の制御表面１４２ａにより引き起こされた第１のヨーイングモーメントＹｍ１または第１および第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を使用して、選択動作状態時において航空宇宙機１０１の方向安定性および／または方向制御を提供または増強し得る。選択動作状態は、航空機に対する選択流れ場状態（例えば、対気速度、迎え角、横滑り角、高度、および環境気圧）、選択航空機構成（例えば、種々の飛行制御表面の位置および／または種々のシステムの操作性）、選択操作者コマンド（例えば、パイロットからの制御入力）、および／または航空宇宙機１０１が地上にあるかまたは飛行中であることを含み得る。

【0022】

例えば、選択実施形態では第１のヨーイングモーメントＹｍ１を使用して、全飛行エンベロープを通じて垂直安定表面なしで航空機の方向安定性および制御を提供し得る。他の実施形態では、方向舵システムが部分的または完全に故障した場合に、第１のヨーイングモーメントＹｍ１または第１および第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を使用して、垂直安定板および方向舵システムで、航空機の方向安定性および／または方向制御を提供し得る。さらに他の実施形態では、さらなる安定性および／または制御が必要な場合に、第１のヨーイングモーメントＹｍ１または第１および第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を使用して、飛行エンベロープの選択コーナーにおいて航空機の方向安定性および／または方向制御を増強し得る。

【0023】

またさらに他の実施形態において、第１のヨーイングモーメントＹｍ１または第１および第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を使用して、非対称推力状態（例えば、推力損失、エンジン故障またはエンジンアウト状態）にある航空機の方向安定性および／または方向制御を提供し得る。図１では、航空宇宙機１０１は地上１５０にあり、右エンジン１０５ｂ上の推力を損失して非対称推力状態を引き起こしている。左エンジン１０５ａ
は尚、推力Ｔを生成している。推力Ｔは航空宇宙機１０１のｃ．ｇ．から側方に幾分離れて位置するので、推力Ｔは航空宇宙機１０１上に推力ヨーイングモーメントＹｍｔを引き起こす。共に流れ体１０２に連結される上部方向舵表面１４１ａおよび下部方向舵表面１４１ｂは偏向されていて、航空宇宙機１０１のｃ．ｇ．後方に方向舵横力Ｓｒを引き起こし、それにより概ね推力ヨーイングモーメントＹｍｔに対向する方向舵ヨーイングモーメントＹｍｒを生成する。

【0024】

また、第１の制御表面１４２ａを使用して、推力ヨーイングメモーメントＹｍｔに対向するようにヨーイングモーメントを生成する。図１では、第１の制御表面１４２ａは偏向されており、上述のように第１および第２ヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を生成するが、これも推力ヨーイングモーメントＹｍｔに概ね対向する。加えて、偏向位置において第１の制御１４２ａはまた流れ場Ｆと相互作用して流体抵抗Ｄを生成し得る。流体抵抗はｃ．ｇ．から側方に幾分離れて位置するので、流体抵抗Ｄは抗力ヨーイングモーメントＹｍｄを引き起こし得、これもまた概ね推力ヨーイングモーメントＹｍｔに対向している。ある実施形態では、抗力ヨーイングモーメントＹｍｄは第１のヨーイングモーメントＹｍ１および／または第２のヨーイングモーメントＹｍ２よりも小さい。選択動作状態時においては、第１のヨーイングモーメントＹｍ１と第２のヨーイングモーメントＹｍ２と方向舵ヨーイングモーメントＹｍｒと抗力ヨーイングモーメントＹｍｄは、ネットヨーイングモーメントＹｍｎｅｔがバランスを取れるように、またはゼロ値をとるように、推力ヨーイングモーメントＹｍｔに対抗し得る。

【0025】

他の実施形態では、航空宇宙機１０１はより多くのもしくはより少ないエンジン１５０および／またはより多くのもしくはより少ない方向舵表面１４１を有し得る。さらに他の実施形態では、航空宇宙機はヨー軸Ｚ回りに作用するより多くのまたはより少ないヨーイングモーメントを有し得、および／またはヨーイングモーメントは異なる方向を有し得る。例えばある実施形態では、故障したエンジンはまたさらなるヨーイングモーメントを引き起こす流体抗力を生成し得、および／または第１の制御表面１４２ａは第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成しない。さらに他の実施形態では、システム１００は制御表面１４２を１つだけ含み、離陸時の臨界発動機の損失時に方向制御を提供するのに他の制御装置（単数または複数）１４０を補助する。本明細書で使用するように、臨界発動機はエンジンが離陸時に損失して、かつ離陸が続行される場合に、滑走路中心線からの最大逸脱を引き起こす複合エンジン航空機上のエンジンを含む。図１では地上の航空宇宙機１０１が示されているが、他の実施形態では航空宇宙機１０１は飛行中で、このとき第１の制御表面１４２ａは第１のヨーイングモーメントＹｍ１または第１および第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を引き起こすように偏向される。

【0026】

ある実施形態では、第１の制御表面１４２ａは航空宇宙機１０１のロール軸Ｘ周りにネットローリングモーメントＲｍｎｅｔを引き起こさずに第１および／または第２のヨーイングモーメントＹｍ１、Ｙｍ２を生成し得る。例えば、図１では第１の制御表面１４２ａが偏向位置にある場合、第１のウィングセクション１２０ａにより引き起こされる第１の量の揚力Ｌ１は第２のウィングセクション１２０ｂにより引き起こされる第２の量の揚力Ｌ２よりも小さい。従って、揚力ローリングモーメントＲｍｌが引き起こされ得る。従って、第１の横力Ｓ１、第２の横力Ｓ２、および方向舵横力Ｓｒは、航空宇宙機１０１のｃ．ｇ．より上部に位置付けられるので、第１のローリングモーメントＲｍ１、第２のローリングモーメントＲｍ２および方向舵ローリングモーメントＲｍｒがそれぞれ生じる。図示された実施形態では、第１のローリングモーメントＲｍ１、第２のローリングモーメントＲｍ２および方向舵ローリングモーメントＲｍｒは概ね揚力ローリングモーメントＲｍｌと対向し、その結果バランスの取れた、またはゼロ値を有するネットローリングモーメントＲｍｎｅｔが生じる。この特徴は、航空宇宙機が地上またはその付近で操作される場合、および／またはコックピットの作業負荷が高い場合に特に有利であり得る。

【0027】

他の実施形態では、航空機はロール軸Ｘ回りに作用するより多くのまたは少ないローリングモーメントを有し得、および／またはローリングモーメントが異なる方向を有し得る。例えば、ある実施形態において、第１の制御表面１４２ａは偏向位置に移動される際に揚力の損失がないように構成され得る。他の実施形態では、第１の横力Ｓ１、第２の横力Ｓ２および／または方向舵横力Ｓｒはローリングモーメントを全く引き起こさないか、または図１に示すのとは異なる方向にローリングモーメントを引き起こすように位置し得る。さらに他の実施形態では、他の制御装置１４０を使用してネットローリングモーメントＲｍｎｅｔのバランスを取り得る（例えば、補助翼または姿勢スラスタ）。

【0028】

図１において、第１の制御表面１４２ａは制御システム１３０に連結される。図２は、コンピュータ１３５（例えば、プログラム可能飛行制御コンピュータ）、インセプタ１３１（例えば、パイロット操縦桿またはヨーク）、センサ１３２および種々のアクチュエータ１３３を含む制御システム１３０のさらに詳細を示す部分的概略図である。制御システム１３０は、電気制御システム、機械制御システム、または両者の組み合わせを含み得る。制御システム１３０は、着陸ギアシステム１０６および制御装置１４０を含む種々の航空機システムに連結され得る。制御装置１４０は、制御表面１４２および方向舵表面１４１（図１を参照して上述された）ならびに姿勢スラスタ、推力偏向ノズルおよび空気力学的表面を含む他の制御装置１４３を含み得る。例えば他の空気力学的表面は後縁フラップ、前縁装置、補助翼表面、スポイラ表面、昇降舵表面およびスピードブレーキを含み得る。

【0029】

図２において、コンピュータ１３５は第１のアクチュエータ１３３ａおよび第２のアクチュエータ１３３ｂを介して上部方向舵表面１４１ａに連結されて、上部方向舵表面に冗長を提供する。例えば、上部方向舵表面１４１ａに連結された各アクチュエータ１３３は別個の動力システム（例えば、別個の油圧システム）により動作され得、一方の動力システムが故障しても他方の動力システムは尚上部方向舵表面１４１ａを動かすようにアクチュエータを動作し得る。同様に、コンピュータ１３５は第３のアクチュエータ１３３ｃおよび第４のアクチュエータ１３３ｄを介して下部方向舵表面１４１ｂに連結される。加えて、コンピュータ１３５は第５のアクチュエータ１３３ｅにより第１の制御表面１４２ａに、および第６のアクチュエータ１３３ｆにより第２の制御表面１４２ｂに連結され得る。ある実施形態では、１つ以上の方向舵表面の制御が失われるかまたは悪化しても、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂがヨー制御を提供し得るので、各方向舵表面１４１上のアクチュエータ１３３の数が低減され得る。

【0030】

図示された実施形態では、センサ１３２はコンピュータ１３５に情報を提供し得、コンピュータ１３５はこの情報を使用して制御装置１４０に対するコマンドを決定し得る。例えば、ある実施形態では、センサ１３２は対気速度、高度、温度、制御装置位置、迎え角、横滑り角、姿勢、慣性軌道および／または種々の航空宇宙機システムの状態を含むパラメータを検知し得る。他のセンサ１３２（例えば、アップロックセンサ、ダウンロックセンサ、および／またはホイールセンサ上の重み）は、着陸ギアシステムの状態に関する情報を提供し得る。インセプタ１３１はコンピュータ１３５への所望の航空機応答を表す操作者コマンドを提供し得る。コンピュータ１３５はこれらのコマンドおよびデータをセンサ１３２から受信して、制御装置１４０に対するコマンドを決定し得る。

【0031】

飛行制御システムは、航空宇宙機の動作状態および／またはコマンドに基づいて、制御表面１４２をいつ偏向位置に移動させるべきか、偏向位置に関連付けられた制御偏向量および／または制御表面１４２が偏向位置に留まっている時間量を決定し得る。例えば、第１および／または第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは、インセプタ１３１を介して行われた操作者選択に応答して、または飛行制御システムにより自動的に送信された信号に応
答して、またはその両方に応答して、偏向位置に移動され得る。他の実施形態では、第１および／または第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは、飛行制御システム１３０により自動的に制御されるだけで、選択状態時においてのみ（例えば、航空宇宙機が選択対気速度範囲で動作していて、飛行中および／または地上にあるときの非対称推力状態時においてのみ）動作する。さらに他の実施形態では、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは、インセプタ１３１による操作者入力を介してのみ偏向位置へ移動される。

【0032】

さらに他の実施形態では、飛行制御システム１３０はより多くのまたは少ないインセプタ１３１、センサ１３２、アクチュエータ１３３、コンピュータ１３５および／または他の素子を含むより多くのまたは少ない素子を有し得、より多くのまたは少ない制御装置１４０に連結され得る。例えば、ある実施形態では飛行制御システム１３０はコンピュータ１３５を含まず、インセプタ（単数、複数）は制御表面１４２または制御表面１４２に連結されたアクチュエータ１３３への直接入力（例えば、機械的または電気的）を提供するように構成される。アクチュエータ１３３は、機械的、電気的、油圧式および／または空気圧式アクチュエータを含む、任意のタイプのアクチュエータを含み得る。他の実施形態では、制御表面１４２はアクチュエータを使用せずにインセプタ１３１に機械的にリンクされる。

【0033】

胴体１１０および流れ体１０２に隣接した、制御表面により引き起こされた流れパターンについては、図３乃至図５を参照してさらに詳細に説明される。図３は、推力非対称がなく、方向舵表面偏向がなく、かつ制御表面も図１を参照して上述したような偏向位置にない、図１に示されるシステムの一部の等角図である。図３においては、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは第１および第２のウィングセクション１２０ａ、１２０ｂに対してそれぞれ対称的に位置付けられる。流れ線１６０は、胴体１１０および流れ体１０２に隣接する流れパターンが図１を参照して述べられたＸ−Ｚ面に対して少なくともおおよそ対称的であることを示す。

【0034】

図４では、第１の制御表面１４２ａは第１の偏向位置に移動され、一方第２の制御表面１４２ｂは静止したままである。図示された実施形態では、第２の制御表面は第１の選択位置（例えば、非偏向、揃えられた、収縮した、および／または収納された位置）にある。本明細書で使用されるように、選択位置は偏向位置において第１の制御表面１４２ａが第１のヨーイングモーメントＹＭ１を発生する胴体１１０に隣接した少なくとも１つの流れパターンを引き起こすことを可能とする、第２の制御表面１４２ｂの任意の位置であり得る。図４の流れ線１６０により示されるように、第１の制御表面１４２ａはいくつかの領域（例えば流れ線１６０が共に密接している場所）では流体の流れの一部を加速し、それにより動圧を増加させ、局部的圧力または静圧を減少させる。流れの他の部分は減速されて、動圧を低減し局部的圧力または静圧を増加させ得る。従って、胴体１１０の第１の部分１１２と胴体１１０の第２の部分１１４との間に圧力差を引き起こす流れパターンが胴体１１０に隣接して引き起こされる。圧力差は第１の横力Ｓ１を引き起こし、第１の横力Ｓ１は延いては第１のヨーイングモーメントＹＭ１を生成する（図１に示す）。同様に、第１の制御表面１４２ａは流れ体１０２に隣接した流れパターンを引き起こし、流れ体１０２の第１の部分１０３と流れ体１０２の第２の部分１０４との間に圧力差を引き起こす。圧力差は第２の横力Ｓ２を引き起こし、第２の横力Ｓ２は第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成する（図１に示す）。他の実施形態では、第１の偏向位置にある第１の制御表面１４２ａは、単一の横力しか引き起こさない（例えば、第１の横力Ｓ１しか引き起こさない）。さらに他の実施形態では、第１の偏向位置における第１の制御表面１４２ａは、航空宇宙機の他の選択部分に隣接した流れパターンに影響を及ぼすことにより、航空宇宙機の他の選択位置上に横力と対応モーメントとを引き起こし得る。

【0035】

他の実施形態では、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂは複数の選択および
／または偏向位置を有し得る。例えば、図５は図３に示すシステム１００の一部の等角図であり、第１の制御表面１４２ａは第２の偏向位置（例えば、図４に示されるものより大きな偏向を有する偏向位置）にあり、第２の制御表面１４２ｂは第２の選択位置（例えば、非収縮または揃っていない位置）にある。図６は、線６−６に沿った図５に示されるシステム１００の一部の部分的概略断面図である。図７は、線７−７に沿った図５に示されるシステム１００の一部の部分的概略断面図である。第２の偏向位置では、第１の制御表面１４２ａは第１のウィングセクション１２０ａに対して第１の量１４４ａだけ偏向される（図６）。第２の選択位置では、第２の制御表面１４２ｂは第２のウィングセクション１２０ｂに対して第２の量１４４ｂだけ偏向される（図７）。第２の制御表面１４２ｂが第２の選択位置にあり、第１の制御表面１４２ａが第２の偏向位置ある状態で、第１の制御表面１４２ａはやはり胴体１１０に隣接する流れパターンを引き起こし、圧力差を引き起こす。延いては、圧力差は航空宇宙機１０１上にヨーイングモーメントを生成する。

【0036】

例えば、図６および図７に示すように、第２の偏向量１４４ｂは第１の偏向量１４４ａよりも小さくあり得、それ故に胴体に隣接する流れパターン（単数、複数）への影響をより少なくし得る。第１および第２の偏向量１４４ａ、１４４ｂは、種々のタイプの単位を使用して測定し得る。例えば、ある実施形態では第１の偏向量１４４ａは第１の制御表面１４２ａに関連付けられた基準（例えば、制御表面翼弦線）と第１のウィングセクション１２０ａに関連付けられた基準（例えば、ウィングセクション翼弦線）との間の第１の角度量Ａ１（図６）を含み得る。他の実施形態では、偏向の第１の量１４４ａは第１の制御表面１４２ａに関連付けられた基準とウィングセクション１２０ａに関連付けられた基準との間の第１の直線または曲線距離ｄ１（図６）を含む。第２の偏向量も、概ね同様の方法、例えば、第２の角度量Ａ２（図７）または第２の距離ｄ２（図７）で測定し得る。

【0037】

ある実施形態では、図５乃至図７を参照して上述された特徴により、なお方向安定性および／または制御を提供しつつ、他の目的に第１および第２の制御表面を使用することを可能とし得る。例えば、第１および第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂがスポイラ表面を含む場合、スポイラ表面は胴体のＸ−Ｚ面に対して対称的に偏向され、ヨーイングモーメントを引き起こさずに抗力を提供する、または揚力を低減し得る。スポイラ表面はまた、図５に示すように種々に偏向され、ヨーイングモーメントを生成しつつ抗力を提供、または揚力を低減し得る。例えば、抗力を提供するために制御表面が拡げられる場合、（ａ）一方の表面上の偏向は低減され得る（例えば、選択位置へ）が、一方他の表面は拡張位置（例えば偏向位置）に固定されたままであるか、（ｂ）一方の表面の偏向は増加され得（例えば、偏向位置へ）、他方の表面は拡張位置（例えば、選択位置へ）に固定されたままであるか、または（ｃ）一方の表面の偏向は低減され得（例えば、選択位置へ）、他方の表面の偏向は増加され得（例えば、偏向位置へ）、航空宇宙機上のヨーイングモーメントを提供し得る。

【0038】

他の実施形態では、システムは異なる配置を有し得る。例えば、ある実施形態では胴体に隣接する流れパターンは非対称であり得るが、第１または第２の制御表面１４２ａ、１４２ｂが偏向位置に移動する前はヨー軸回りのネットヨーイングモーメントがバランスを取るように位置付けられ得る。さらに他の実施形態では、第１の制御表面１４２ａは第３の偏向位置まで下向き方向に偏向され、胴体の底部または航空宇宙機の他の部分に隣接した流れパターンに影響を与えて横力を発生させるかまたはヨーイングモーメントを生成し得る。例えば、第１の制御表面１４２ａは、下向き方向に偏向されて横力を発生させてヨーイングモーメントを生成するフラップを含み得るであろう。ある実施形態では、第１の制御表面１４２ａは図４に示すように第１の偏向位置まで上向きに偏向され、第２の制御表面１４２ｂは第３の偏向位置まで下向きに偏向されて、胴体１１０の種々の部分上に１つ以上の流れパターンを引き起こして、航空宇宙機上に１つ以上のヨーイングモーメントを生成し得る。

【0039】

上述の実施形態の少なくともいくつかにおける特徴は、ウィングセクションに連結された制御表面を使用して、航空宇宙機上にヨーイングモーメントを生成し得ることである。例えば、スポイラ表面を使用して、１つ以上の選択動作状態時に方向安定性および／または制御を提供し得る。ある実施形態では、スポイラ表面を使用して低対気速度で非対称推力状態時にヨー制御を増強し得るので、この特徴により垂直尾翼サイズの低減または最低制御速度（例えば、地上または飛行機）の低減が可能となり得る。例えば、航空機が離陸ロール時に低速度でエンジンを損失した場合、胴体上に圧力差を引き起こすように制御表面は偏向位置まで移動され得る。延いては、圧力差は、エンジンアウト状態により発生したヨーイングモーメントに対向する際に方向舵および垂直尾翼表面を補助するヨーイングモーメントを引き起こし得る。航空機が離陸ロール時に加速し続けて方向舵および垂直尾翼表面がより効果的になると、スポイラ表面は収納され得る。この特徴に対する利点は、より低い最低制御速度により航空機がより大きな重みで離陸可能となり得ることである。この特徴の別の利点は、同じ最低制御速度を維持しつつ、航空機の垂直尾翼サイズが低減され得、さらに大きい垂直尾翼を必要とする航空機と比較すると垂直尾翼を生産する材料が少なくて済み、これにより製造コストおよび航空機重量を低減し得るということである。また、より小さい垂直尾翼は少ない抗力を生じ、作業コストを低減する。最大限、尾翼を無くし得る。

【0040】

方向舵アクチュエータのパワーも、航空機に関連付けられた最低制御速度に影響し得る。例えば特定の状況において、より大きなパワーの方向舵アクチュエータはより小さいパワーのアクチュエータよりも、エンジン損失を補償するのに必要な位置に方向舵表面をすばやく移動させ得る。加えて、ある例ではより大きなパワーの方向舵アクチュエータは、より小さいパワーの方向舵アクチュエータよりも特定空力的負荷に対してより大きい量で方舵表面を偏向し得、これにより大きいヨーイングモーメントを提供してエンジン損失によって引き起こされるヨーを補償し得る。上述の実施形態のいくつかにおける特徴は、制御表面が偏向位置に移動され、胴体上に圧力差を引き起こし得ることである。延いては、差圧は、方向舵表面によって引き起こされたヨーイングモーメントを補助するヨーイングモーメントを引き起こし得る。従って、特定の環境において、本発明の種々の実施形態により、同じ最低制御速度（単数、複数）を維持しながら、特定航空機上でより小さいパワーの方向舵アクチュエータを使用することが可能となり得る。この特徴の利点は、より小さいパワーのアクチュエータは生産および維持するのにより安価で、製造および維持コストを低減することが可能となり得ることである。場合によっては、アクチュエータ（例えば、冗長アクチュエータ）を無くし得、代わりに、バックアップヨー制御および／または安定性を提供するのに、胴体上に差圧を引き起こすように使用される制御表面に頼り得る。

【0041】

制御表面を使用して胴体上に圧力差を引き起こし、これによりヨーイングモーメントを引き起こし得るので、（ａ）より小さいエンジンに関連付けられた同じ最低制御速度（単数、複数）を保持しつつ、かつ（ｂ）垂直尾翼表面のサイズを増加させることなく、方向舵表面のサイズおよび方向舵アクチュエータのパワーを保持しつつ、より大きなエンジンを航空機に搭載し得る。例えば、特定の環境において飛行制御コンピュータは制御表面の使用のスケジュールを変更するようにプログラミングし得る（プログラムし直す）、および／または飛行制御コンピュータは推力の増加を担うようにプログラミングし得る。この特徴の利点は、垂直尾翼、方向舵表面および／または方向舵アクチュエータを修正するという関連費用なしで、より大きなエンジンを搭載し得ることである。

【0042】

他の実施形態では、制御表面（単数、複数）を使用して種々の動作状態時において種々の安定性表面のサイズを低減し得る。例えば、制御表面（単数、複数）を使用して方向安定性を増強する、および／または極度の動作状態（例えば、飛行エンベロープのコーナー
）時において、または種々のシステム故障に関して方向制御を提供し得る。サイズを低減するか、または種々の安定性表面または制御装置を無くすことにより、航空機重量および抗力が低減され、作業コストの節約を提供し得る。

【0043】

他の実施形態では、ヨー発生システムは他の配置を有し得る。例えば、ヨー発生システム８００は、ウィングセクション８２０に接続されずに航空宇宙機８０１の胴体８１０に連結される制御表面８４２を有し得る。図８では、ヨー発生システム８００は、胴体８１０の第１の側面８１１に連結された第１の制御表面８２４ａおよび胴体８１０の第２の側面８１３に連結された第２の制御表面８２４ｂとして示されるように、２つの制御表面８４２を含む。図示される実施形態では、制御表面８４２は概ね水平面上に延在し得、ウィングセクション８２０の上部に位置付けられ得る。例えば、制御表面８４２は、概ね下半角もしくは上半角を備えた、または備えないＸ−Ｙ面上に延在し得る（例えば、制御表面は概ね、垂直方向よりも水平方向に延在し得る）。図８では、制御表面８４２は胴体に対して対称的に位置付けられ、流れ場Ｆにより引き起こされる流れ線８６０は、胴体８１０および流れ体８０２（例えば、垂直尾翼）に隣接した流れパターンが少なくともおおよそＸ−Ｚ面に対して対称的であることを示す。

【0044】

図９では、第１の制御表面８４２ａは偏向位置に移動されており、一方第２の制御表面８４２ｂは静止したままである。図４を参照して上述したように、第２の制御表面８４２ｂは選択位置にあり、第１の制御表面８４２ａは胴体８１０の第１の部分８１２と胴体８１０の第２の部分８１４との間に第１の圧力差を引き起こす、胴体８１０に隣接した流れパターンを引き起こし得る。第１の圧力差は、胴体８１０の第２の側面８１３から外側に向かって胴体８１０の第１の側面８１１から離れて延びる第１の横力Ｓ１を引き起こす。延いては、第１の横力Ｓ１は第１のヨーイングモーメントＹｍ１を生成し得る。同様に、第１の制御表面８４２ａは、流れ体８０２に隣接した第２の流れパターンを引き起こし、流れ体８０２の第１の部分８０３と流れ体８０２の第２の部分８０４との間に圧力差を引き起こし得る。第２の圧力差は、第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成し得る第２の横力Ｓ２を（例えば、第１の横力Ｓ１と同じ方向に）引き起こし得る。

【0045】

図８乃至図９に示すヨー発生システム８００は図１乃至図７を参照して上述したものと同様の特徴および／または利点を有し得る。例えば、他の実施形態においてヨー発生システム８００はより多くのまたはより少ない制御表面８４２を含み得、および／または制御表面８４２はさらなる位置（例えば、さらなる選択および／または偏向位置）を有し得る。加えて、他の実施形態では制御表面８４２は胴体８１０および／またはウィングセクション８２０に対して他の位置を有し得る。例えば、図示される実施形態では、制御表面８４２は高エネルギー気流があり得るウィングセクション８２０の上表面に隣接して位置付けられる（例えば、制御表面８４２は空気力学的にウィングセクション８２０に連結される）が、他の実施形態では、制御表面８４２はウィングセクションから離れて位置付けられる。

【0046】

図１０は、さらに別の配置を有するヨー発生システム１０００の等角図である。図１０では、ヨー発生システム１０００は胴体１０１０の第１の側面１０１１に連結された第１の制御表面１０４２ａおよび胴体１０１０の第２の側面１０１３に連結された第２の制御表面１０４２ｂを含む。制御表面１０４２は収納位置と偏向位置との間で移動し得る。収納位置では、制御表面１０４２は胴体１０１０の表面１０１６と概ね揃えられ得る。例えば、制御表面１０４２が胴体１０１０回りの概ね流線形の流れにほとんど干渉しないように、制御表面１０４２は胴体１０１０内または胴体１０１０に立てかけて収縮され、胴体１０１０の表面１０１６と同一平面上に収縮され、および／または胴体１０１０に隣接して位置付けられ得る。図示される実施形態では、第１の制御表面１０４２ａは概ね第１の表面１０１６ａに揃えられ、第２の表面１０４２ｂは概ね胴体１０１０の第２の表面１０１６ｂに揃えられる。第１および第２の制御表面１０４２ａ、１０４２ｂは胴体に対して対称的に位置付けられるので、流れ場Ｆにより引き起こされる流れ線１０６０は、胴体１０１０および流れ体１００２（例えば、垂直尾翼）に隣接した流れパターンが少なくともおおよそＸ−Ｚ面に対して対称的であることを示す。

【0047】

図１１では、第１の制御表面１０４２ａは、制御表面１０４２ａが胴体１０１０の第１の側面１０１１から外側に向かって胴体１０１０の第２の側面１０１３から離れて延びる偏向位置に移動されている。図１１では、第２の制御表面１０４２ｂは収納位置のままであり、これも図４を参照して上述したように選択位置である。従って、偏向位置では、第１の制御表面１０４２ａは、胴体１０１０の第１の部分１０１２と胴体１０１０の第２の部分１０１４との間に第１の圧力差を引き起こす、胴体１０１０に隣接した流れパターンを引き起こし得る。第１の圧力差は胴体１０１０の第２の側面１０１３から外側に向かって第１の側面１０１１から離れて延びる第１の横力Ｓ１を引き起こす。延いては、第１の横力Ｓ１は第１のヨーイングモーメントＹｍ１を生成し得る。同様に、第１の制御表面１０４２ａは、流れ体１００２に隣接する第２の流れパターンを引き起こし、流れ体１００２の第１の部分１００３と流れ体１００２の第２の部分１００４との間に圧力差を引き起こし得る。第２の圧力差は、第２のヨーイングモーメントＹｍ２を生成する第２の横力Ｓ２を（例えば、第１の横力Ｓ１と同じ方向に）引き起こす。

【0048】

図１０乃至図１１に示されるヨー発生システム１０００は、図１乃至図９を参照した上述のものと同様の特徴および／または利点を有し得る。例えば、他の実施形態において、ヨー発生システム１０００は、より多くのまたはより少ない制御表面１０４２を含み得、および／または制御表面１０４２はさらなる位置（例えば、さらなる選択および／または偏向位置）を有し得る。例えば、ある実施形態では制御表面１０４２は対称的に延在し、航空宇宙機１００１上にヨーイングモーメントを引き起こすことなくスピードブレーキとして作用し得、また非対称的に延在して胴体上に抗力およびヨー生成流れパターンを提供し得る（上述のように）。加えて、図８乃至図９を参照してすでに述べたように、他の実施形態では、制御表面１０４２は胴体１０１０および／またはウィングセクション１０２０に対して他の位置を有し得る。

【0049】

上述から、本発明の特定実施形態は本明細書において例示の目的で説明されているが、本発明から逸脱することなく種々の変形がなされ得ることは理解されるであろう。加えて、詳細な実施形態のコンテキストにおいて説明される本発明の態様は他の実施形態において組み合わせる、または除去され得る。例えば、上記の実施形態のいくつは１つのウィングセクション上に単一の制御表面を示すが、他の実施形態では１つのウィングセクションは同じまたは異なる偏向位置を有する複数の制御表面を有し得る。本発明のある実施形態に関連付けられた利点は、これらの実施形態のコンテキストにおいて説明されたが、他の実施形態もかかる利点を呈し得る。加えて、すべての実施形態がかならずしも、本発明の範囲に入るためにかかる利点を呈す必要はない。従って、本発明は添付の請求項による場合以外は限定されない。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】