JP6512853B2 - 翼前縁部をモーフィングすること - Google Patents

Description

本開示は概して翼に関し、より具体的には、翼前縁部を別々の形状間でモーフィングする、システム及び方法に関する。

航空機は一般的に、種々の飛行段階において航空機の空力性能を改善するための、多種多様なデバイスを含む。例えば、航空機は、離陸、進入及び／又は着陸の飛行段階においては展開され、かつ、巡航の飛行段階中は格納されうる、主翼の前縁部に装着された前縁デバイスを含みうる。前縁デバイスを展開することにより、主翼上方では、気流が高角度の迎え角で維持されうるが、これにより、離陸時の航空機の速度の低減、又は、進入時の降下角度の増大、及び／又は、着陸速度の減速が可能になりうる。

残念ながら、従来型航空機の前縁デバイスは、巡航の飛行段階などにおいて格納されている時であっても、主翼上方の空気の流れを乱すという幾何学的特性を有する。例えば、従来型前縁デバイスは、前縁デバイスが格納されている時に、前縁デバイスの後端部と主翼部分との間に、段差を含みうる。前縁デバイスが展開されている時には、前縁デバイスと主翼部分との間に、隙間ができうる。従来型前縁デバイスに関連する段差と隙間は、翼の上方で、層流を非層流へと遷移させうる。非層流への遷移は、航空機の空力性能を低下させうる。加えて、従来型前縁デバイスに関連する段差と隙間は、離着陸時の航空機の騒音を増大させうる、騒音を生成しうる。更に、従来型前縁デバイスに関連する段差と隙間は、振動及び動揺を引き起こしうるが、このことは、経時的に、前縁デバイスの始動機構に対し望ましくない効果を有しうる。

明らかに、当技術分野においては、層流を非層流に遷移させる幾何学的特性の存在を減少させ、又は回避しうる、翼の前縁部に対する需要がある。

翼に関連する上記の需要は、前縁部と形状制御機構とを有する翼を提供する、本開示によって具体的に対処される。前縁部は、第１端部と第２端部、及び、それらの間に画定された弧長を有する、可撓性前縁外板を含みうる。形状制御機構は、複数の支持位置で可撓性前縁外板に取り付けられうる。形状制御機構は、可撓性前縁外板を、弧長の変化なく、第１湾曲プロファイルを有する第１形状から、第１湾曲プロファイルとは異なる第２湾曲プロファイルを有する第２形状へと、遷移させうる。

加えて、翼の前縁部をモーフィングする方法が開示される。方法は、前縁外板の複数の支持位置で翼の可撓性前縁外板に取り付けられうる形状制御機構を、制御することを含みうる。方法は加えて、可撓性前縁外板を、第１湾曲プロファイルを有する第１形状から、第１湾曲プロファイルとは異なる第２湾曲プロファイルを有する第２形状へと、遷移させることを含みうる。第１形状から第２形状への変化は、結果として、翼のキャンバの変化をもたらしうる。弧長のいくつかの部分に関しては、局部的湾曲が、前縁外板が第１形状の時に、前縁外板が第２形状の時の局部的湾曲よりも大きくなりうる。弧長の別の部分に関しては、前縁外板が第１形状の時の局部的湾曲が、前縁外板が第２形状の時の局部的湾曲よりも小さくなりうる。方法はまた、可撓性前縁外板の第１形状から第２形状への遷移中に、前縁外板の弧長を同一に維持することを含みうる。

上述の特性、機能、及び利点は、本開示の様々な実施形態において単独で達成可能であり、又は、以下の説明および下記の図面を参照して更なる詳細が理解されうるまた他の実施形態において、組み合わされうる。

本開示の上述の、及びそれ以外の特性は、全体を通して類似の番号が類似の部分を表す図面を参照することで、より明白になる。
可撓性前縁外板と、可撓性前縁外板を第１形状から第２形状へとモーフィングする、又は遷移させるための形状制御機構とを有する、翼のブロック図である。 本書で開示されているような前縁部の一実施形態を含みうる、航空機の一実施例の平面図である。 図２の線３に沿った主翼の断面図であり、可撓性前縁外板の弧長の変化なく第１湾曲プロファイルを有する第１形状から第２湾曲プロファイルを有する第２形状へと遷移する、前縁部の一実施形態を図示する。 図３の線４に沿った前縁部の断面図であり、複数の支持位置で可撓性前縁外板に取り付けられた形状制御機構の一実施形態を示し、かつ、実線で、第１形状（例えば巡航プロファイル）である可撓性前縁外板を示す。 図４に示す前縁部の第１形状に対して四分の一展開位置にある前縁部の断面図である。 前縁部の第１形状に対して、二分の一展開位置にある前縁部の断面図である。 前縁部の第１形状に対して、四分の三展開位置にある前縁部の断面図である。 第２形状に完全展開されている前縁部の断面図である。 第１形状から第２形状へとモーフィングされた時の、可撓性前縁外板の弧長に沿った種々の位置での湾曲の変化の線図である。 ゼロ応力第１形状が第２形状にモーフィングされる可撓性前縁外板の非限定的な実施例の弧長に対し、湾曲について描くグラフである。 ゼロ応力第１形状から第２形状へとモーフィングされた時の、可撓性前縁外板の実施例の弧長に対し、曲げモーメントについて描くグラフである。 図１１に示す曲げモーメントプロファイルを受けた可撓性前縁外板の弧長に対し、所望の曲げ剛性について描くグラフである。 図１２に示す曲げ剛性プロファイルを有する等方性（例えば金属）前縁外板の弧長に対し、所望の外板厚について描くグラフである。 前縁外板の翼長方向に対して６０度を上回るプライ角度（すなわち繊維角度）で配向された繊維を含有する最外プライを有する複合積層物の、プライ積層シーケンスの一実施例を示す表である。 前縁外板の翼長方向に対して６０度と等しいかそれを下回るプライ角度で配向された繊維を含有する最外プライを有する複合積層物の、プライ積層シーケンスの更なる実施例を示す表である。 図１６ 複合積層物の剛性を特徴付け、かつ、２つの異なる複合積層物の各々について、引張剛性（Ａ）、曲げ剛性（Ｂ）及び結合剛性（Ｄ）に関する別々の値を示すための、剛性マトリクスを示す。 図１７ 複合積層物の最外プライの繊維角度に応じての、弧長方向の曲げ剛性の変動を示すグラフである。 図１１に示す曲げモーメントプロファイルを受けた複合積層前縁外板の弧長に応じて描かれた、所望の曲げ剛性のグラフである。 図１８に示す所望の曲げ剛性プロファイルを実質的に再現する、複合前縁外板の実際の曲げ剛性について描くグラフである。 図１９に示す実際の曲げ剛性プロファイルと実質的に類似する曲げ剛性を有する複合前縁外板内の複合プライの繊維角度について描くグラフである。 前縁外板の所望の曲げ剛性プロファイルを提供する、複合前縁外板の最外複合プライの繊維のトレースである。 複合前縁外板の最外プライに含まれる複数の繊維の角度配向のトレースの概略図である。 前縁部を第１形状に支持し、かつ、空力荷重に抗して可撓性前縁外板を安定させるための追加的な空気荷重リンク及び／又はノーズリンクを含む、形状制御機構の一実施形態の断面図である。 第２形状の前縁部を示す、図２３の形状制御機構の断面図である。 前縁部を第１形状に支持する形状制御機構の一実施形態の断面図であり、可撓性前縁外板を多種多様な展開位置のうちの任意の１つで係止するための係止機構を図示する。 第２形状の前縁部を示す、図２５の形状制御機構の断面図である。 翼長方向に沿って間隔を空けて配置された複数の形状制御機構を有する、航空機の主翼の平面図である。 図２７の線２８に沿った航空機の主翼の前縁部の一部の平面図であり、可撓性前縁外板の内側に接して含まれうる翼長補剛材を図示する。 図２８の線２９に沿った航空機の主翼の断面図であり、可撓性前縁外板の内側に装着された翼長補剛材を有する、前縁部の一実施形態を図示する。 翼の前縁部をモーフィングする方法に含まれうる、一又は複数の作業を有するフロー図である。

これより図面を参照するが、提示事項は様々な実施形態を例示するためのものであり、図１には、翼１５０の前縁部２００のブロック図を示す。前縁部２００は、第１端部２１６と第２端部２１８、及び、第１端部２１６と第２端部２１８との間に画定された弧長を有する、可撓性前縁外板２１４を含みうる。加えて、前縁部２００は、複数の支持位置２２４で可撓性前縁外板２１５に取り付けられた、形状制御機構４００を含みうる。形状制御機構４００（図４）は、可撓性前縁外板２１４を、第１湾曲プロファイル２３０を有する第１形状２２８（図３）から、第１湾曲プロファイル２３０とは異なりうる第２湾曲プロファイル２３４を有する第２形状２３２へと、モーフィングする、又は遷移させるよう構成されうる。第１形状２２８から第２形状２３２への変化は、可撓性前縁外板２１４の弧長の変化なく発生しうる。形状制御機構４００はまた、前縁部２００を、第１形状２２８と第２形状２３２との中間の、多種多様な第３形状のうちの任意の１つへと、モーフィングするよう構成されうる。一実施形態では、形状制御機構４００は、前縁部２００に隣接して位置する翼主部１５２に装着され、かつ、可撓性前縁外板２１４の別個の支持位置２２４に取り付けられうる、一又は複数のアーム又はリンクを含みうる。

いくつかの実施例では、可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６及び／又は第２端部２１８は、翼主部１５２に固定的に結合されうる。他の実施例では、前縁外板２１４の第１端部２１６及び／又は第２端部２１８は、翼主部１５２の第１面１６０及び／又は第２面１６２で、翼主部１５２の外板部材（図示せず）の前端部（図示せず）と一体でありうる。可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６と第２端部２１８は、可撓性前縁外板２１４が翼主部１５２に遷移する位置と説明されうるが、必ずしも可撓性前縁外板２１４が物理的に終端する位置ではない。前縁外板２１４の構成、及び、第１端部２１６と第２端部２１８が翼主部１５２に遷移する様態にかかわらず、可撓性前縁外板２１４の外表面２２０は、翼主部１５２の第１面１６０及び／又は第２面１６２で、翼主部１５２の外表面１７２（図４）と連続的でありうる。前縁外板２１４は、翼主部１５２の第１面１６０（例えば上面）及び／又は第２面１６２（例えば下面）で、翼主部１５２の外表面１７２と連続する、非中断的で滑らかな外表面２２０を提供しうる。

可撓性前縁外板２１４は、前縁部２００のいずれかの面で、前縁部２００及び翼主部１５２の表面における段差、隙間、中断又は断絶を回避する様態で、第１形状２２８と第２形状２３２の間で遷移しうる。かかる段差、隙間、中断又は断絶は、前縁部２００と翼主部１５２の上方の気流の、層流から非層流への望ましくない遷移を引き起こしうるが、このことは、翼の空力性能を低下させ、かつ／又は、翼によって生成される騒音を増大させうる。前縁部２００の、第１形状２２８と第２形状２３２、及び、それらの間の任意の形状の間での遷移中に、可撓性前縁部２００は連続的であり続け、かつ、段差、隙間及び／又は中断を回避しうる一方で、可撓性前縁外板２１４は、固定的な弧長のままでモーフィングして、前縁部２００の形状を変える。段差、隙間、及び／又は断絶の回避により、翼１５０の両方の面に（例えば上面と下面に）、層流が提供されうる。

様々な実施形態は、翼１５０の種々の形状を伴う、種々の飛行体制における翼１５０及び／又は前縁部２００の空気力学を改善しうる。例えば、本書で開示されている実施形態は、高速／低揚力係数の飛行体制における、及び、低速／高揚力係数の飛行体制における、翼１５０の空気力学を改善しうる。前縁部２００は、高速巡航飛行に有利でありうる比較的小さな前縁半径を有する巡航プロファイル（例えば第１形状２３０）と、離陸、進入及び／又は着陸時のような低速飛行に有利でありうる比較的大きな前縁半径を有する垂下プロファイル（例えば第２形状２３２）との間で、遷移しうる。

段差、隙間、断絶、縁端、及び／又は、翼の両表面の湾曲、傾斜及び／又はプロファイルの、尖鋭な或いは急激な変化を回避することにより、本書で開示されている前縁部のモーフィングの実施例は、従来型前縁デバイスと比較して、生成される騒音量を減少させうる。更に、本書で開示されている実施形態は、従来型前縁デバイスの段差、隙間又は縁端の上方の気流に関連する振動及び動揺を減少させ、又は回避しうる。加えて、本書で開示されている実施形態は、従来型前縁デバイスに関連する外部前縁支持体に対する需要を消去しうる。本開示の実施例における段差、隙間、縁端及び外部支持体の回避及び／又は消去は、結果として、前縁部の上面の負圧の大きさを減少させることで、航空機の低速性能の改善をもたらし、それによって、流れ剥離、及び、高度の迎え角での翼の失速を遅延させうる。

図２は、本書で開示されている一又は複数の前縁部２００を含みうる、航空機１００の実施例を示す。航空機１００は、翼付根で胴体部１０２に取り付けられ、かつ、翼端に向かって外向きに延在する、一対の主翼１０６を有する胴体部１０２を含みうる。一又は複数の推進ユニット１０４が、主翼１０６に装着されうる。航空機１００は、水平安定板１１４と昇降舵１１６、及び、航空機１００の方向制御のための垂直安定板１１０と方向舵１１２とを含む、尾翼１０８を含みうる。航空機１００は、主翼１０６に、開示されている前縁部２００のうちの一又は複数を含みうる。いくつかの実施例では、開示されている前縁部２００のうちの一又は複数は、航空機１００の主翼１０６以外の翼に実装されうる。

開示されている前縁部２００が、図２に示すような胴体と翼からなる（ｔｕｂｅ−ａｎｄ−ｗｉｎｇ）航空機１００に関連して説明されるが、前縁部２００は、翼胴一体（ｂｌｅｎｄｅｄ ｗｉｎｇ）構成、ハイブリッド翼胴（ｈｙｂｒｉｄ ｗｉｎｇ−ｂｏｄｙ）構成、及び他の航空機構成を含むがそれらだけに限定されない、任意の航空機構成に実装されうる。開示されている実施例のうちの一又は複数はまた、エンジン吸気口のナセル（図示せず）の前縁部に実装され、ナセル前縁部の複数の部分が、高角度の迎え角での流れ剥離を遅延させる、又は回避するための手段として、垂下形状へとモーフィングすることを可能にしうる。前縁部２００は、航空機以外の乗用運搬体にも実装されうる。例えば、前縁部２００は、ミサイル、ロケット、回転翼航空機に、及び、動翼やプロペラに、実装されうる。これを踏まえ、開示されている前縁部２００は、海洋船舶、陸上車両、飛行体及び／又は宇宙船を含むがそれらだけに限定されない、いかなる乗用運搬体関連用途においても実装されうる。開示されている前縁部２００は、風力タービンの羽根、又は、日光を遮る日よけを提供するためにモーフィングしうる、建造物の南面張出部といった建造物構造などの、任意の非乗用運搬体関連用途にも実装されうる。

図３は、航空機１００の主翼１０６のような、翼１５０の断面図を示す。示されている実施形態では、主翼１０６は、主翼１０６の主翼ボックスを画定しうる、前部スパー１５４と後部スパー１５６とを含みうる。翼１５０は、主翼上部表面１６４を画定する第１面１６０と、主翼下部表面１６６を画定する第２面１６２とを含みうる。図３では、高速巡航プロファイルと説明されうる第１湾曲プロファイル２３０を有する第１形状２２８の前縁部２００が、実線で示されている。可撓性前縁外板２１４は、点線で示され、低速高揚力プロファイルと説明されうる第２湾曲プロファイル２３４を有する、第２形状２３２に遷移しうる。可撓性前縁外板２１４は、可撓性前縁外板２１４の弧長の変化なく、第１形状２２８から第２形状２３２へと、及び、その間の任意の形状へと、遷移しうる。

図３では、示されている翼１５０は、可撓性前縁外板２１４が第１形状２２８と第２形状２３２との間で遷移するのに伴って変化しうる、キャンバラインと、厚さプロファイルとを有する。当業者には既知であるように、翼のキャンバラインは、前縁部から後縁部まで、翼の上下中心に沿って延在し、翼の上表面かと下表面から等距離である。いくつかの実施例では、可撓性前縁外板２１４が第１形状２２８から第２形状２３２へと遷移するのに伴って、キャンバは増大しうる（すなわち、より尖鋭にカーブするようになりうる）。例えば、図３では、翼１５０は、前縁部２００が第１形状２２８の時の、比較的浅い湾曲の第１キャンバ１６８から、前縁部２００が第２形状２３２の時の、前縁部での湾曲が増大した（すなわち半径が小さくなった）第２キャンバ１７０へと、変化しうる。加えて、前縁外板２１４が第１形状２２８から第２形状２３２に遷移するのに伴って、厚さプロファイルが変化しうる。例えば、前縁部２００は、第１形状２２８の前縁外板２１４の比較的狭いプロファイルから、第２形状２３２の前縁外板２１４の比較的幅広いプロファイルへと、変化しうる。前縁部２００が、高速飛行体制向けの比較的小半径の第１形状２２８から、低速飛行体制向けの比較的大半径の第２形状２３２へとモーフィングすることに関連して説明しているが、前縁部２００は、任意の飛行体制向けに、多種多様な異なる形状又は幾何形状のうちの任意のものの間で、限定なく遷移するよう構成され、それぞれ高速飛行体制と低速飛行体制向けである、小半径の第１形状２２８と大半径の第２形状２３２との間での遷移には限定されない。

図４は、実線で示された第１形状２２８の可撓性前縁外板２１４に取り付けられた、形状制御機構４００の一実施形態を示す。可撓性前縁外板２１４の第２形状２３２は、点線で示される。可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６と第２端部２１８は、上記で示すように、可撓性前縁外板２１４の後部に位置する翼主部１５２に取り付けられ、又はそれと一体化されうる。可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６及び／又は第２端部２１８は、それぞれ、翼上部表面１６４と翼下部表面１６６に接し、可撓性前縁外板２１４が第１形状２２８と第２形状２３２との間で遷移する時に表面プロファイルにおける上述の断絶を回避しうる。可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６と第２端部２１８は、可撓性前縁外板２１４の遷移中の第１形状２２８と第２形状２３２との間のいかなる形状でも、それぞれ、翼上部表面１６４と翼下部表面１６６に接し続けうる。

示されている実施形態では、形状制御機構４００は、翼主部１５２に装着されうる（図４）。例えば、形状制御機構４００は、翼の前部スパー１５４に装着されうる。形状制御機構４００は、可撓性前縁外板２１４へと延在する、一又は複数のアーム及び／又はリンクを含みうる。アームは、翼主部１５２から、可撓性前縁外板２１４の内側２２２の一又は複数の支持位置２２４へと延在しうる。可撓性前縁外板２１４は、内側２２２から内向きに延在する、一又は複数の装着タブを含みうる。アームの端部は、タブに枢動可能に取り付けられうる。外板の内側２２２のタブは、可撓性前縁外板２１４と一体的に形成されうるか、或いは、タブは、可撓性前縁外板２１４の内側２２２のタブを機械的に締結すること、接着剤で接合すること、又は、一体的に形成することなどによって、可撓性前縁外板２１４に装着されうる。

図４では、示される実施形態は、翼主部１５２から可撓性前縁外板２１４の前部下側部分２０２の支持位置２２４へと延在する、主要な、又は主たるアーム４０２を含む。主アーム４０２の一端部は、翼主部１５２からから外向きに延在するブラケットに、枢動可能に結合されうる。主アーム４０２の反対端は、可撓性前縁外板２１４の支持位置２２４（例えば点Ｃ）に、枢動可能に結合されうる。主アーム４０２は、前縁部２００の第１形状２２８と第２形状２３２との間での変位中に、可撓性前縁外板２１４の前部下側部分２０２の前部下側点２０４の変位を制御するよう構成されうる。形状制御機構４００は更に、翼主部１５２から、主アーム４０２が結合される支持位置２２４へと延在する、回転アーム４０４を含みうる。回転アーム４０４は、前縁部２００の第１形状２２８と第２形状２３２との間での変位中に、前部下側点２０４（例えば点Ｃ）の傾斜を制御するために、枢動点に接して枢動されうる。

形状制御機構４００は更に、主アーム４０２から可撓性前縁外板２１４の内側２２２へと延在しうる、一又は複数のリンクを含みうる。例えば、示されている実施形態では、形状制御機構４００は、主アーム４０２に枢動可能に結合され、かつ、可撓性前縁外板２１４の前部上側部分２０６へと延在する、上部リンク４１０を含みうる。上部リンク４１０は、前部上側部分２０６の前部上側点２０８（例えば点Ｂ）の変位を制御するよう、構成されうる。下部リンク４１２は、主アーム４０２に枢動可能に結合され、かつ、前部下側部分２０２と翼主部１５２との間の位置における可撓性前縁外板２１４の中部下側部分２１０へと延在しうる。下部リンク４１２は、中部下側部分２１０の中部下側点２１２（例えば点Ｄ）の変位を制御するよう、構成されうる。示されている実施形態では、下部リンク４１２は、上部リンク４１０が主アーム４０２に枢動可能に結合されている位置とおおよそ同じ位置、又は若干後部の位置で、主アーム４０２のおおよその中央位置に結合されうる。いくつかの実施例では、リンク４１２は、リンク４１０が主アーム４０２に接続するよりも前の位置で、主アーム４０２に接続しうる。

形状制御機構４００は、追加的に、翼主部１５２から延在し、かつ、主アーム４０２などの、少なくとも１つのアームに枢動可能に結合された、主アクチュエータ４１４を含みうる。主アクチュエータ４１４は、枢動点の周囲で主アーム４０２を枢動させることによって、第１形状２２８と第２形状２３２との間で、可撓性前縁外板２１４を始動させるよう構成されうる。主アクチュエータ４１４の一端部は、翼主部１５２に取り付けられたブラケットに、枢動可能に装着されうる。主アクチュエータ４１４の反対端は、下部リンク４１２が主アーム４０２に枢動可能に結合されるよりも後部の位置などで、主アーム４０２に枢動可能に結合されうる。主アクチュエータ４１４は、油圧アクチュエータ、電気機械アクチュエータ、形状記憶合金アクチュエータ、又は、他の多種多様なアクチュエータ構成のうちの任意の１つ、を含むがそれらだけに限定されない、多種多様な異なる構成のうちの任意の１つにおいて、提供されうる。

図に示されている形状制御機構４００の実施形態は、任意の数の形状の間で前縁部２００をモーフィングするために実装されうる形状制御機構４００の多種多様な異なる構成のうちの、任意の１つの一実施例であることに、留意すべきである。これを踏まえ、形状制御機構４００は、任意の数のアーム、リンク及び／又はアクチュエータを、限定なく含みうる。形状制御機構４００は、その構成にかかわらず、可撓性前縁外板２１４の支持位置２２４のうちの一又は複数で、可撓性前縁外板２１４の変位及び／又は傾斜を制御するよう設定されうる。本開示では、支持位置２２４は、可撓性前縁外板２１４が、可撓性前縁外板２１４が第１形状２２８の時に、第２形状２３２である際と実質的に同一の湾曲を有する位置と説明されうる。いくつかの実施例では、形状制御機構４００は、可撓性前縁外板２１４の、少なくとも１つのアーム及び／又はリンクが可撓性前縁外板２１４に取り付けられる位置で、変位のみ、回転のみ、又は変位と回転の組み合わせを可能にする様態で、少なくとも１つのアーム及び／又はリンクが可撓性前縁外板２１４に取り付けられるように、構成されうる。可撓性前縁外板２１４の回転は、いくつかの位置で制限され、かつ、他の位置では制限されないことがある。

例えば、図４は、前縁外板２１４の５つの点Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ及びＥを示す。点Ａと点Ｅは、それぞれ、可撓性前縁外板２１４の第１端部２１６と第２端部２１８における被制限位置２３６と説明されうる。点Ｂ、点Ｃ及び点Ｄは、形状制御機構４００によって可動的に制御されうる。点Ｂ、点Ｃ及び／又は点Ｄは、それぞれ、第１形状２２８と第２形状２３２の間での前縁部２００の遷移中の、可撓性前縁外板２１４の不変湾曲（例えば湾曲のゼロ変化）の位置２２６と説明されうる。点Ｂは、可撓性前縁外板２１４の上部表面１６４に位置する。形状制御機構４００は、主アーム４０２から点Ｂ支持位置２２４へと延在して、点Ｂの変位３０６を引き起こす、上部リンク４１０を含みうる。点Ｃは、前縁部２００が第１形状２２８（例えば高速プロファイル）である時に、可撓性前縁外板２１４の下部表面１６６に位置する。形状制御機構４００の主アーム４０２と回転アーム４０４は、点Ｃで支持位置２２４に枢動可能に結合されて、前縁外板２１４の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、点Ｃで、変位３０６と傾斜３０８の変化を引き起こしうる。

点Ｄは点Ｃの後部に位置し、こちらも、不変湾曲の位置２２６と説明されうる。上記に示すように、形状制御機構４００は、主アーム４０２から点Ｄ支持位置２２４へと延在する、下部リンク４１２を含みうる。下部リンク４１２は、点Ｄで前縁外板２１４を支持して、空力荷重に抗する剛性を提供するために、使用されうる。いくつかの実施例では、点Ｄは、前縁外板２１４におけるゼロ変化湾曲又は不変湾曲の位置２２６でありうる。点Ｄはまた、前縁外板２１４の湾曲における反転３００の位置とも、説明されうる。湾曲の反転は、前縁外板２１４が凹型３０２形状と凸型３０４形状の間で変化する位置を説明しうる。下部表面１６６における反転３００は、巡航構成の翼１５０に対し、空力性能上の利点を提供しうる。例えば、前縁部２００の下部表面１６６における反転３００は、航空機の空力的（例えばピッチ）安定性に関して有益でありうる、機首上げピッチモーメントを促進しうる。本開示では、点Ｃの変位３０６のみが引き起こされる時には、前縁外板２１４が点Ｃで自然に曲がって所望の形状になることが不可能であることから、点Ｃの変位３０６と点Ｃの傾斜３０８の回転の両方が引き起こされうる。点Ｂと点Ｄの変位３０６中に、点Ｂと点Ｄで自然に曲がって所望の形状になるという前縁外板２１４の所与の性質により、点Ｂと点Ｄでは、点Ｂと点Ｄで傾斜３０８を引き起こすことを必要とせずに、変位３０６のみを引き起こしうる。いくつかの実施例では、点Ｄは空力荷重に抗する支持を必要としうるものの、点Ｄで所望の形状をとるという前縁外板２１４の所与の性質により、点Ｄは、変位または傾斜の制御を必要としないことがある。

点Ｂ、点Ｃ及び／又は点Ｄは、可撓性前縁外板２１４のそれぞれの部分が、それぞれの支持位置２２４で、第１形状２２８において、第２形状２３２である際と同一の湾曲を有する位置を表す。上記に示すように、形状制御機構４００は、可撓性前縁外板２１４が、第１形状２２８において、第２形状２３２である際と実質的に同一の湾曲を有する支持位置２２４で、可撓性前縁外板２１４に取り付けられうる。形状制御機構４００は、多種多様な異なる位置のうちの任意の１つで可撓性前縁外板２１４に取り付けられうるが、実質的に不変な湾曲を有する支持位置２２４への形状制御機構４００の取り付けは、荷重担持能力を局所的に増大させ、それによって、支持位置２２４での前縁外板２１４の曲げ剛性を増すことを、可能にしうる。これを踏まえ、可撓性前縁外板２１４の第１部分は、第１支持位置２２４で（例えば点Ｂ、点Ｃ及び／又は点Ｄで）、支持位置２２４ではない可撓性前縁外板２１４の第２部分の曲げ剛性と比較して、より高い曲げ剛性を有しうる。いくつかの実施例では、前縁外板２１４は、支持位置２２４で、かかる位置での可撓性に対する必要性の減少により、局所的に厚くされうる。反対に、可撓性前縁外板２１４の弧長に沿った中間位置の湾曲には、前縁部２００が第１形状２２８から第２形状２３２へと遷移する時に、より大きな変化が生じ、それによって、かかる中間位置に必要な可撓性は増大しうる。

図５から図８は、第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中の、可撓性前縁外板２１４の形状変化の進捗を示す。図５は、第１形状２２８に対して四分の一展開位置にある、可撓性前縁外板２１４を示す。点Ｃでの、主アーム４０２及び回転アーム４０４の支持位置２２４への取り付けは、点Ｃに、前縁外板２１４の変位３０６と傾斜３０８の変化を引き起こす。上部リンク４１０の点Ｂへの取り付けは、点Ｂで変位３０６の変化のみを引き起こし、点Ｂで傾斜を引き起こすことはない。同様に、下部リンク４１２の点Ｄへの取り付けは、点Ｄで変位３０６の変化のみを引き起こし、点Ｄで傾斜を引き起こすことはない。任意の数の追加リンクが、可撓性前縁外板２１４の任意の数の異なる位置の変位及び／又は傾斜を制御するために、形状制御機構４００と共に含まれうる。例えば、図５から図８は、主アーム４０２から前縁外板２１４の上部へと延在する外板補剛リンク４０８を図示するが、それは、引張り方向の荷重を受けて、前縁部２００が第１形状２２８の（例えば巡航プロファイルの）時に可撓性前縁外板２１４を上部に沿って持ち上げる傾向がある、空力的負圧に対抗しうる。

図６は、第１形状２２８に対して二分の一展開位置にある前縁部２００を示し、点Ｃでの傾斜３０８の角度の変化、及び、点Ｃでの変位３０６を図示している。図７は、第１形状２２８に対して四分の三展開位置にある前縁部２００、及び、点Ｃでの傾斜３０８の角度の更なる変化を示す。図８は、第２形状２３２と説明されうる、完全展開位置にある前縁部２００を示す。主アーム４０２から点Ｄの支持位置２２４へと延在する下部リンク４１２は、前縁部２００の下部表面１６６に当接して、空力的正圧に対抗するよう構成されうる。これを踏まえ、主アーム４０２のリンクから延在するリンクのうちの一又は複数は、圧縮方向の、並びに引張り方向の、荷重を受けるよう構成されうる。形状制御機構４００の他のリンクは、引張り方向のみの荷重を受けるよう構成され、圧縮方向の荷重を受けるようには構成されないことがあるが、このことによって、かかるリンクの圧縮座屈能力を低減することにより、かかる張力リンクの構造サイズ及び／又は、構造質量を減少させることが可能になる。

図９は、第１形状２２８の可撓性前縁外板２１４の一実施形態と、第２形状２３２への遷移の線図であり、遷移中の、弧長に沿った種々の位置での湾曲の変化を図示している。示されている実施例では、可撓性前縁外板２１４は、空力荷重による前縁外板２１４内のいかなる曲げ応力も無視して、第１形状２２８でゼロ曲げ応力を有しうる。図９では、前縁外板２１４は、第２形状２３２へと遷移され、結果として、第２形状２３２の前縁外板２１４の湾曲が、第１形状２２８の前縁外板２１４の湾曲とは異なる全ての位置に、曲げ応力をもたらす。点Ｂ、点Ｃ及び点Ｄには、変位が引き起こされうる。点Ｃには、遷移中に、傾斜３０８の変化が引き起こされうる。曲げ応力の大きさは、可撓性前縁外板２１４の湾曲の変化の大きさに比例しうる。本開示では、「デルタ湾曲」という用語は、第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、前縁外板２１４の変位３０６を引き起こすことによってもたらされる、湾曲の変化を表すために使用されうる。「正デルタ湾曲」という用語は、結果として、可撓性前縁外板２１４の内表面に引張応力をもたらし、可撓性前縁外板２１４の外表面２２０に圧縮応力をもたらす、デルタ湾曲と説明されうる。「負デルタ湾曲」という用語は、結果として、可撓性前縁外板２１４の内表面に圧縮応力をもたらし、可撓性前縁外板２１４の外表面に引張応力をもたらす、デルタ湾曲と説明されうる。

図９では、デルタ湾曲は、前縁外板２１４の点Ａから点Ｂまでの区域に沿っては、負である。点Ｂは、支持位置２２４であり、ゼロのデルタ湾曲を有しうるが、これはつまり、点Ｂが、第１形状２２８から第２形状２３２に遷移する時に、前縁外板２１４の湾曲のゼロ変化の位置であるということである。点Ｂで、デルタ湾曲は負から正へと変化する点Ｂから点Ｃまで、デルタ湾曲は、第１形状２２８の比較的小さい前縁部２００の半径が、第２形状２３２の比較的大きい半径へと変化することの結果として、正でありうる。点Ｃは、別の支持位置２２４であり、ゼロのデルタ湾曲を有しうる。点Ｃで、デルタ湾曲は正から負へと戻る。点Ｃから点Ｄまで、デルタ湾曲は負でありうる。点Ｄは、別の支持位置２２４であり、ゼロのデルタ湾曲を有しうる。点Ｄで、デルタ湾曲は負から正へと戻る。点Ｄから点Ｅまで、デルタ湾曲は正でありうる。

上記に示すように、形状制御機構４００は、支持位置２２４での前縁外板２１４の実質的に不変な湾曲により、支持位置２２４で、可撓性前縁外板２１４に取り付けられうる。これを踏まえ、支持位置２２４は、可撓性前縁外板２１４の他の位置よりも可撓性が低く、したがって、前縁外板２１４の構造質量及び／又は構造剛性の局所増大に順応して、前縁外板２１４の曲げを防止するアーム及び／又はリンクによる前縁外板２１４のファセット形成を引き起こすことなく、アーム及びリンクによって前縁外板２１４に与えられた荷重に反応しうる。不変湾曲の位置２２６で前縁外板２１４を支持することにより、支持位置での前縁外板２１４の曲げ剛性のいかなる局所増加も、かかる位置に湾曲のゼロ変化が存在することから、重要ではなくなりうる。湾曲の著しい変化が存在する位置で前縁外板２１４が支持されているとすると、支持体は、前縁外板における湾曲の変化を防止しうるが、このことは結果として、前縁外板に局所的なファセット又はフラットスポット（又はよりフラットなスポット）をもたらしうる。前縁外板のかかるファセット形成は、翼の空気力学の望ましくない効果を有しうる。

図１０は、ゼロ応力第１形状２２８（図９）から第２形状２３２（図９）へとモーフィングされた、可撓性前縁外板２１４（図９）の弧長に沿った位置に対し、湾曲の変化（すなわちデルタ湾曲）について描くグラフである。図１０の図表の左側は、前縁外板２１４の第１端部２１６に対応する。図１０の図表の右側は、前縁外板２１４の第２端部２１８に対応する。図表上の点Ｂと点Ｃは、前縁外板２１４の湾曲のゼロ変化の位置を示し、支持位置２２４に対応しうる。点Ｄは図表に示されていない。

図１１は、ゼロ応力第１形状２２８（図９）から第２形状２３２（図９）へとモーフィングされた時の、可撓性前縁外板２１４（図９）の弧長に沿った位置に対し、曲げモーメントについて描くグラフである。可撓性前縁外板２１４の弧長に沿った別々の位置での曲げモーメントは、曲げモーメントの湾曲に対する直線相関に基づいて決定されうる。曲げモーメントは、点Ｂ及び点Ｃの支持位置２２４で支持された前縁外板２１４の、引き起こされた変位及び／又は回転（すなわち傾斜変化）の結果である。

図１２は、図１１に示す曲げモーメントプロファイルを受けた可撓性前縁外板２１４（図９）の弧長に沿った位置に対し、所望の曲げ剛性について描くグラフである。可撓性前縁外板２１４の所望の曲げ剛性は、外板の弧長に沿った任意の位置で、曲げモーメント、及び、かかる位置での外板の湾曲に基づいて計算されうる。図表上の点Ｂと点Ｃは、比較的高い剛性を有する前縁外板２１４の位置を示し、その高い剛性によって、上記に示すように、かかる点が支持位置２２４（図９）として役立てられる。

図１３は、図１２に示す所望の曲げ剛性プロファイルを有する等方性前縁外板２１４（図９）の弧長に沿った位置に対し、所望の外板厚２３８（図４）について描くグラフである。等方性前縁外板２１４に関して、曲げ剛性は、外板の弾性（Ｅ）及び板材の慣性（Ｉ）のモーメントの、モジュールの関数である。慣性（Ｉ）のモーメントは、外板厚の関数である。弾性（Ｅ）の均一モジュールを有する等方性材料に関して、可撓性前縁外板２１４の断面外板厚２３８は、弧長に沿って変わり、可撓性前縁外板２１４に所望の湾曲プロファイルが形成されうるように、所望の曲げ剛性プロファイルを提供しうる。

いくつかの実施例では、可撓性前縁外板２１４は、材料内部で全ての方向に同一の弾性のモジュールを有する、等方性材料で形成されうる。いくつかの実施形態では、等方性材料は、アルミニウム、チタン又は他の金属材料、又はそれらの組み合わせといった、金属材料でありうる。しかし、等方性材料は、セラミック材料又は重合体材料のような、非金属材料でもありうる。いくつかの実施例では、可撓性前縁外板２１４は、弧長に沿って同一の材料から成る均質物として形成されうる。他の実施例では、可撓性前縁外板２１４は、弧長に沿った別々の位置で別々の材料を有する非均質物として、形成されうる。これを踏まえ、前縁外板２１４の弧長に沿った一定の部分は、第１材料で形成され、弧長の他の部分は、第１材料とは異なる第２材料で形成されることがある。例えば、上述のように、前縁部２００の、第１形状２２８と第２形状２３２との間のモーフィング中に、弧長の、点Ａと点Ｂとの間の区域（図９）のような、比較的小さな湾曲の変化が生じる区域は、空力荷重による上部表面１６４のたわみに対しより高い耐性を提供しうる、比較的高い弾性のモジュールを有する材料（例えばチタン）で形成されうる。弧長の、点Ｂと点Ｅとの間（図９）のような、湾曲の比較的大きな変化が生じる区域は、比較的低モジュールの材料（例えばアルミニウム）で形成されうる。

本開示では、前縁外板２１４は、前縁外板２１４が第２形状２３２へとモーフィングされた時に曲げ応力を発現させるように、第１形状２２８（例えば巡航プロファイル）においてゼロ応力状態で提供される（例えば製造される）と説明されているが、別の実施形態では、前縁外板２１４が第１形状２２８へとモーフィングされた時に曲げ応力を発現させるように、前縁外板２１４は、第２形状２３２（例えば垂下プロファイル）においてゼロ応力状態で提供されうる。更に別の実施形態では、前縁外板２１４は、中間形状（図示せず）においてゼロ応力状態で提供され、かつ、前縁外板２１４は、第１形状２２８及び第２形状２３２へとモーフィングされた時に、曲げ応力を発現させうる。

本書で開示されている実施形態のうち任意のものでは、前縁外板２１４は、前縁外板２１４のモーフィング中に生成された曲げ応力により前縁外板２１４の複数の部分に発生する湾曲を相殺するために、かかる部分が若干しなった形状に、予め製造されうる。この態様では、前縁外板２１４の第１形状（例えばモーフィングされた形状）が、所望の空力プロファイルを有しうる。いくつかの実施例では、前縁外板２１４は、前縁外板２１４の、空力荷重の下でたわむ傾向がある部分に沿って若干しなった形状（図示せず）で、提供されうる。例えば、点Ａと点Ｂの間の前縁外板２１４の上部は、断面を見ると若干陥凹した又はしなった状態で、予め製造されうる。若干しなった又は陥凹した形状は、空力誘発性のたわみが、前縁外板２１４を上向きに引張り、公称の又は所望の巡航飛行向け空力プロファイルを前縁外板２１４に獲得させうるような深さで、前縁外板２１４に、局所的に形成されうる。

いくつかの実施例では、可撓性前縁外板２１４は、複合材料３１０（図１４）、又は、別々の方向に不均一な弾性のモジュールを有する他の異方性材料で形成された、複合外板でありうる。外板の弧長に沿って、幾何形状（例えば外板の断面厚）を変えることによって曲げ剛性が調整されうる、等方性材料の（例えば金属の）前縁外板２１４とは対照的に、複合（例えば異方性）前縁外板２１４の曲げ剛性は、複合外板を作り出す複合材料３１０の特性を調整することによって変わりうる。これを踏まえ、複合前縁外板２１４の外板厚２３８は、外板の弧長に沿って実質的に不変に維持され、曲げ剛性は、複合材料３１０の機械的特性を変えることによって変わりうる。

複合外板２１４は、繊維強化高分子マトリクス材料の複合プライ３１４（図１４）の積層で作り出された、複合積層物３１２（図１４）として形成されうる。複合積層物３１２内の各複合プライ３１４は、複合積層物３１２の主要な荷重担持成分の役割を果たす、補強繊維を含みうる。いくつかの実施例では、複合材料３１０は、マトリクス成分（例えばマトリクス材料）によって適所に保持された補強繊維を含有する、一方向性テープとして形成されうる。マトリクス成分は、隣り合った繊維間で、荷重を再分配するか、又は移転させうる。繊維は、複合積層物３１２の各複合プライ３１４内に、互いに概して平行に配向されうる。複合積層物３１２は、一プライ内の補強繊維が、複合積層物３１２内の他の複合プライ３１４のうちの一又は複数内の補強繊維と同一方向に、又は、それらとは異なる方向に、配向されるように構成されうる。別々の複合プライ３１４（すなわち、プライ積層シーケンス３１６）内の繊維の相対配向は、複合積層物３１２の所望の強度特性及び剛性特性を提供するよう選択されうる。

補強繊維は、金属、ガラス、セラミック、カーボン又はグラファイト、Ｋｅｖｌａｒ（商標）、又は、他の任意の種類の繊維材料で形成され、かつ、エポキシマトリクスのような、熱可塑性プラスチック又は熱硬化性高分子マトリクス材料の内部に埋設されうる。複合積層物３１２（図１４）内の各プライは、同一の材料システムで形成されうる。しかし、複合積層物３１２は、所望の設計目標を達成するために、別々の材料で形成された複合プライ３１４を包含するハイブリッド積層物としても形成されうる。例えば、ハイブリッド複合積層物は、主として、荷重担持の目的のために、一方向性カーボン繊維テープで形成された複合プライ３１４を含みうる。ハイブリッド複合積層物はまた、複合積層物に耐衝撃性を提供するために、ファイバーグラス織布で形成された一又は複数の外側プライも含みうる。繊維角度が所望のプライ積層シーケンス３１６（図１４）に従って配向されている、複数の複合プライ３１４を有する複合積層物３１２において、複合積層物３１２の一方向の曲げ剛性は、複合積層物３１２の別の方向の曲げ剛性とは異なりうる。下記で説明されるように、複合積層物３１２として形成された可撓性前縁外板２１４に関して、前縁外板２１４向けの複合積層物３１２の曲げ剛性は、弧長方向に沿って既定の様態で繊維の繊維配向を変えることによって、弧長方向に沿って調整されうる。

図１４は、前縁外板２１４の翼長方向に対して６０度を上回るプライ角度３１８（すなわち繊維角度）で配向された繊維を含有する最外プライを有する１２プライ複合積層物３１２の、プライ積層シーケンス３１６の一実施例を示す表である。示されている実施例では、最外プライは、翼長方向に対しておよそ８０度のプライ角度３１８を有する。示されている実施形態では、内部プライは、最外プライのプライ角度３１８を、３０度か、若しくは６０度下回って配向される。図１４に図示するプライ積層シーケンス３１６は、［８０／−８０／−５０／５０／２０／−２０］_Ｓの表記法によって表されることがあり、ここで、下付き文字のＳは、積層シーケンス３１６が、積層物の中央平面に関して対象であることを示す。多種多様な他のプライ積層シーケンス（例えば、［７０／−７０／−４０／４０／１０／−１０］_Ｓ、［６５／−６５／−３５／３５／５／−５］_Ｓなど）のうちの任意の１つは、最外プライのプライ角度３１８に対する、内部プライのプライ角度３１８の３０度の又は６０度の相違についての上記の相関に基づいて、提供されうる。しかし、前縁外板２１４向けの複合積層物３１２のプライ積層シーケンス３１６は、最外プライのプライ角度３１８に対する内部プライのプライ角度３１８の任意の相違を使用して、提供されうる。更に、プライ積層シーケンス３１６は、本書で開示されている積層シーケンス実施例の代替として、非対称な、かつ／又は、非均衡的な積層材で、提供されうる。

図１５は、前縁外板２１４の翼長方向に対して６０度と等しいか、それを下回るプライ角度３１８で配向された繊維を含有する最外プライを有する１２プライ複合積層物３１２の、プライ積層シーケンス３１６の更なる例を示す表である。内部プライは、最外プライのプライ角度３１８の二分の一か、若しくは、０度のプライ角度に（すなわち、翼長方向３２０−図２に平行に）配向される。図１５に図示されるプライ積層シーケンス３１５は、［５０／−５０／−２５／２５／０／０］_Ｓの表記法によって表されうる。他の多種多様なプライ積層シーケンスのうちの任意の１つは、最外プライのプライ角度３１８に対する、内部プライのプライ角度３１８の上記の相関に基づいて提供されうる（例えば、［６０／−６０／−３０／３０／０／０］_Ｓ、［３０／−３０／−１５／１５／０／０］_Ｓ、［４／−４／−２／２／０／０］_Ｓなど）。上記に示すように、プライ積層シーケンス３１６は、内部プライのプライ角度３１８と最外プライのプライ角度３１８との間の任意の相関を使用して提供されうる。

図１６は、複合積層物の剛性特性を特徴付けるために使用されうる、剛性マトリクス３３０を示す。剛性マトリクス３３０は、ＡＢＤ剛性マトリクスと説明されることがあり、係数Ａ、Ｂ及びＤを含み、それらの計算された値は、プライ積層シーケンス３１６（図１４）、プライ角度３１８、プライ厚３３６、及び、複合積層物３１２の材料特性（例えばプライ材料３３８）の関数である。ＡＢＤ剛性マトリクスのＡ係数は、積層物の拡張剛性（すなわち伸長剛性）を表し、面内拡張、及び、面内荷重下でのせん断に対する積層物の耐性と説明されうる。Ｄ係数は、積層物の曲げ剛性を表し、面外荷重下での面外曲げに対する複合積層物の耐性と説明されうる。一実施例では、Ｄ２２係数が、前縁外板の弧長方向に沿って、複合積層物の面外曲げ剛性を接近させるために使用されうる。しかし、本開示では、Ｄ係数のうちの任意の一又は複数が、前縁外板２１４の弧長方向に沿って、複合積層物の面外曲げ剛性を接近させるために使用されうる。Ｂ係数は、積層物の結合剛性を表し、積層物の面内応答の積層物の曲げ応答との結合と説明されうる。

図１７では、基本的なＡＢＤ剛性マトリクス３３０の列挙の下に、２つの複合積層物向けの、Ａ、Ｂ及びＤの項について計算済の、２組の数値がある。２つの積層物は、図１４から図１５に関して上述されている、内部プライのプライ角度３１８と最外プライのプライ角度３１８との間の上記の相関に従う、複合積層物向けのプライ積層シーケンスの両極端を表す。第１複合積層物（すなわち、０度積層物３３２）は、最外プライ向けの０度のプライ角度、及び、［０／０／０／０／０／０］_Ｓのプライ積層シーケンスを有し、結果として、およそ３．１のＤ２２項をもたらす。第２複合積層物（すなわち、９０度積層物３３４）は、最外プライ向けの９０度のプライ角度、及び、［９０／−９０／−６０／６０／３０／−３０］_Ｓというプライ積層シーケンスを有し、結果として、およそ５３０．７のＤ２２項をもたらす。

図１７は、複合積層物の最外プライの繊維角度に応じての、Ｄ２２曲げ剛性の変動を示すグラフである。グラフのｙ方向は、前縁外板２１４の弧長方向（すなわち、翼弦方向３２２−図３）に対応する。グラフ上の０度プライ角度についてのＤ２２曲げ剛性は、０度積層物３３２向けの上記のプライ積層シーケンスに従って、弧長方向に対して垂直に配向されている、最外プライ内の繊維に対応する。グラフ上の９０度プライ角度についてのＤ２２曲げ剛性は、９０度積層物３３４向けの上記のプライ積層シーケンスに従って、弧長方向に対して平行に配向されている、最外プライ内の繊維に対応する。図１７に示すように、０度プライ角度は、弧長方向に比較的低い曲げ剛性を提供する。複合積層物の曲げ剛性は、最外プライのプライ角度が９０度に接近するのに伴って、増大する。

図１８は、曲げモーメントプロファイル（例えば図１１参照）を受けた複合積層前縁外板２１４についての、弧長に応じて描かれた、所望の曲げ剛性３２４のグラフである。本開示では、複合積層前縁外板２１４の曲げ剛性は、弧長に沿った各位置で所望の曲げ剛性３２４を提供するために、最外プライと内部プライのプライ角度に基づいて調整されうる。図１６と図１７は、Ｄ２２曲げ剛性の絶対値を図示しているが、Ｄ２２項は、前縁外板２１４における所望の曲げ特性を実現するために、弧長に沿った各位置で所望の曲げ剛性３２４に等しくある必要はない。いくつかの実施例では、前縁外板２１４の曲げ剛性は、Ｄ２２項のスケーリングされた値でありうる。

図１９は、図１８の図表に示す所望の曲げ剛性３２４（ＥＩ）のスケーリングされた値として、前縁外板２１４の実際の曲げ剛性３２６を示す図表である。例えば、図１８では、前縁外板２１４の第１端部２１６は、およそ１０００のＤ２２曲げ剛性値を有する。図１９では、第１端部２１６は、およそ５００のスケーリングされた値を有する。これを踏まえ、複合積層物は、スケーリング因子が弧長に沿った全ての位置で同一である限り、図１９に示す曲げ剛性とは異なりうる、実際の曲げ剛性３２６を有するよう構成されうる。しかし、いくつかの実施例では、前縁外板２１４が空力負荷によって引き起こされる面外たわみに抵抗する能力を維持する程度に、Ｄ２２値のスケーリングを限定することが望ましいことがある。加えて、航空機１００に望ましくない重量を付加しうる、過剰に剛性で、従って、過度に重い前縁外板２１４を回避する合計値によって、Ｄ２２値をスケーリングすることが、望ましいこともある。

図２０は、複合積層物３１２の最外プライのプライ角度３１８（すなわち繊維角度）の変動を示す図表である。図２０に示すプライ角度の変動は、結果として、図１９に示す実際の曲げ剛性３２６プロファイルを有する、複合積層物３１２をもたらしうる。図２０に対応する従って最外プライのプライ角度３１８が変わる、またそれに相応して、内部プライのプライ角度３１８が、既定のプライ積層シーケンス（例えば、内部プライのプライ角度と最外プライのプライ角度との相関）に基づいて変わることによって、Ｄ２２（又は他のＤ係数）の相対値は、前縁外板２１４が弧長に沿ったすべての位置で所望の曲げ剛性３２４を有するように、弧長に沿った各点で実現されうる。例えば、図２０は、図１９の点Ｂと点Ｃの支持位置に関して、前縁外板２１４内の曲げ剛性が比較的高い位置に対応する点Ｂと点Ｃにおける、９０度のプライ角度を図示する。

図２１は、最外プライの繊維のうちの１つのトレ―ス３２８を示す。繊維のプライ角度変動のトレースは、結果として、図１９の前縁外板２１４の実際の所望の曲げ剛性プロファイルを有する複合積層物３１２をもたらしうる。複合積層物３１２のレイアップ中に、複合プライ３１４のプライ角度３１８は、所望のプライ角度３１８が弧長に沿った各位置で提供されるように、ｘ方向及びｙ方向に（すなわち、翼長方向３２０及び翼弦方向３２２に）誘導されうる。点Ｂと点Ｃとの間の部分のような、翼弦方向に沿って比較的低い曲げ剛性が所望される、弧長の複数の部分について（図２１参照）、上記に示すように、最外プライのプライ角度３１８は、前縁外板２１４の翼長方向に対して０度に近く配向されうる。内部プライも、最外プライのプライ角度３１８に対する内部プライのプライ角度３１８の上記の相関に従って、０度に近く配向されうる。しかし、繊維を束ねること及び／又は重ねることの結果として０度の角度で繊維をレイアップすることは困難であるため、前縁外板２１４のかかる部分に沿って、繊維は、１０度、又はそれを下回る若干浅いプライ角度３１８でレイアップされうる。いくつかの実施例では、自動テープ載置機が、弧長の第１端部２１６から弧長の第２端部２１８（すなわち反対端）まで可変なプライ角度３１８を有する一方向性テープをレイアップしうる。他の実施例では、プライ角度は、複合プライの手動レイアップ中に変わりうる。

図２２は、複合前縁外板２１４の最外プライの複数の繊維のトレースを示し、かつ、点Ａ、点Ｂ、点Ｃ及び点Ｄの位置を示す。内部プライの繊維についてプライ角度３１８をトレースする同様の図表も、既定のプライ積層方式に従って生成されうる（図１４又は図１５）。図２２の点Ａと点Ｄは、弧長の第１端部２１６と第２端部２１８に対応する。第１端部２１６でのプライ角度３１８（すなわち繊維角度）は、実質的に、翼弦方向に平行であり、このことは結果的に、かかる位置に比較的高い曲げ剛性をもたらす。点Ｂと点Ｃは、形状制御機構４００（図４）が前縁外板２１４に固着する、支持位置２２４である。点Ｂ及び点Ｃは、上記に示すように、前縁部２００が第１形状２２８と第２形状２３２の間でモーフィングする際に、実質的に不変の湾曲（すなわち湾曲のゼロ変化）を有する。繊維のプライ角度３１８により、外板の曲げ剛性は、点Ａ、点Ｂ及び点Ｃで比較的高くなる。前縁外板２１４の支持位置２２４間に位置する複数の区域について、繊維のプライ角度３１８により、外板の曲げ剛性は比較的低くなり、このことによって、より可撓性が大きい前縁外板２１４が提供される。上記に示すように、繊維のプライ角度３１８は、弧長のいくつかの部分で、上記に示すように、繊維を束ねること、又は重ねることを回避することによってレイアップ工程を単純化するために、０度よりも若干大きな角度（たとえば１０度）に配向されうる。

図２３から図２４は、前縁外板２１４を支持するための追加のアーム及び／又はリンクを有する形状制御機構４００を備えた、第１形状２２８及び第２形状２３２の、前縁部２００の一実施形態を示す。いくつかの実施例では、形状制御機構４００は、主アーム４０２から外向きに延在し、かつ、上部表面１６４に沿って前縁外板２１４の内側２２２に取り付けられた、外板補剛リンク４０８を含みうる。外板補剛リンク４０８は、前縁外板２１４を上向きにたわませる傾向があり、上部表面１６４にはたらく空力的負圧に抗して、可撓性前縁外板２１４を安定化させうる。追加上部リンク４１０は、前縁外板２１４を空力誘発性のたわみに抗して安定化させるために、含まれ、かつ、任意の位置に位置付けられうる。いくつかの実施例では、形状制御機構４００は、前縁外板２１４の最前部を圧迫する空力的正圧に抗して作用するよう、翼主部１５２から前縁外板２１４のノーズ１５８に向けて延在する、任意のノーズアーム４０６を含みうる。一又は複数のノーズリンク４１６は、前縁外板２１４の、ノーズ１５８の最前部の上側の区域で空力的負圧に抗して作用するよう、主アーム４０２から前縁外板２１４へと、上向きに延在しうる。既に示したように、形状制御機構４００は更に、下部表面１６６に沿って主アーム４０２から前縁外板２１４へと下向きに延在しうる、一又は複数の下部リンク４１２を含みうる。

図２５から図２６は、可撓性前縁外板２１４を多種多様な展開位置のうちの任意の１つに係止するための係止機構４１８を有する、形状制御機構４００の一実施形態を示す。係止機構４１８は、主アーム４０２に枢動可能に装着され、かつ、前縁外板２１４に向かって上向きに延在しうる。係止機構４１８の上端部は、別のリンクが前縁外板２１４に結合される位置のような、前縁外板２１４の任意の位置に結合されうる。いくつかの実施形態では、係止機構４１８は、長さ調整可能なアクチュエータとして構成されうる。例えば、係止機構４１８は、係止機構４１８の長さを変えるためにシリンダ内部で直線的に摺動可能なピストンを含みうる。係止機構４１８は、任意の長さで係止可能であり、かつ、アーム及び／又はリンクの移動を防止するよう形状制御機構４００の主アクチュエータ４１４を補助し、それによって、前縁部２００を第１形状２２８、第２形状２３２、又は、それらの間の任意の形状に維持しうる。係止機構４１８が係止されている時に、係止機構４１８と主アーム４０２及び他のリンクとの組み合わせは、前縁部２００の構造支持を増大させるためのトラスを形成しうる。

図２７は、主翼１０６の翼長方向に沿って間隔を空けて配置された、複数の形状制御機構４００を備えた、航空機の主翼１０６を示す。形状制御機構４００は、翼１５０の前縁部２００に沿って、任意の間隙で提供されうる。いくつかの実施形態では、航空機の主翼１０６のような翼１５０には、主翼の大部分に沿って延在する、単一の連続的な前縁部２００が設けられうる。他の実施形態では、複数の前縁部２００分節が提供され、それらは、翼長方向に沿って主翼キャンバを変えて抗力減少を促進するために、及び／又は、主翼１０６の荷重軽減のために、単独で可動でありうる。しかし、上記に示すように、本書で開示されている前縁部２００は、任意の乗用運搬体関連用途、又は非乗用運搬体関連用途の任意の翼１５０に、限定なく実装されることが可能であり、航空機の主翼１０６への実装に限定されない。

図２８は、航空機の主翼１０６の一部を示し、前縁外板２１４の曲げ剛性を増大するために、翼長方向に沿って前縁部２００と共に任意で含まれうる翼長補剛材４２０を図示している。一実施形態では、一又は複数の翼長補剛材４２０が、形状制御機構４００の対の間のような、前縁部の支持されない区域の間に延在しうる。翼長補剛材４２０は、前縁部２００の上部表面及び／又は下部表面１６４、１６６（図２９）への空気荷重の下で、翼長方向の前縁外板２１４のたわみに抗しうる。

図２９は、航空機の主翼１０６の断面図であり、可撓性前縁外板２１４の内側２２２に装着された翼長補剛材４２０を有する、前縁部２００の一実施形態を図示する。いくつかの実施例では、翼長補剛材４２０は、前縁外板２１４の翼弦方向に間隙があることがある。翼長補剛材４２０は、別個に形成され、かつ、機械的締結、接着接合又は他の手段などによって、前縁外板２１４の内側２２２に取り付けられ、又は装着されうる。いくつかの実施形態では、翼長補剛材４２０は、前縁外板２１４と一体的に形成されうる。例えば、一又は複数の翼長補剛材４２０は、金属前縁外板２１４の内側２２２に一体的に機械加工されうる。他の実施形態では、翼長補剛材４２０は、複合材料（例えばグラファイイト／エポキシ）で形成され、かつ、複合積層前縁外板２１４と共接合又は共硬化されうる。

翼長補剛材４２０は、羽根断面、Ｉ型断面、ハット断面、又は他の形状を含むがそれらだけに限定されない、多種多様な異なるサイズ、形状及び幾何形状のうちの任意のもので、提供されうる。翼長補剛材４２０は、弧長方向に沿った前縁外板２１４の局所的曲げ剛性が、翼長補剛材４２０が前縁外板２１４に結合される様態によって実質的に影響を受けないように、構成されうる。これを踏まえ、翼長補剛材４２０は、第１形状２２８から第２形状２３２へのモーフィング中に、前縁外板２１４におけるファセット形成又はフラットスポットを防止する様態で、前縁外板２１４に取り付けられうる。

図３０は、翼１５０の前縁部２００をモーフィングする方法５００で実装されうる、一又は複数の作業を含むフロー図を示す。方法５００のステップ５０２は、翼１５０の可撓性前縁外板２１４に取り付けられた、形状制御機構４００を制御することを含みうる。例えば、形状制御機構４００は、前縁外板２１４の内側２２２の複数の支持位置２２４で前縁外板２１４に取り付けられうる、一又は複数のアーム及び／又はリンクを含みうる。上記に示すように、形状制御機構４００は、翼主部１５２から前縁外板２１４の内側２２２の一又は複数の支持位置２２４へと延在しうる、主アーム４０２と回転アーム４０４とを含みうる。一又は複数のリンクは、主アーム４０２から、支持位置２２４、及び／又は、支持位置２２４間の他の位置における前縁外板２１４へと延在しうる。一又は複数の主アクチュエータ４１４は、アームを枢動可能に動かすために、アームのうちの一又は複数に動作可能に結合されうる。

方法５００のステップ５０４は、可撓性前縁外板２１４を、第１湾曲プロファイル２３０を有する第１形状２２８から、第１湾曲プロファイル２３０とは異なる第２湾曲プロファイル２３４を有する第２形状２３２へと、遷移させることを含みうる。例えば、図４から図８は、第１形状２２８（図４）から第２形状２３２（図８）への、前縁部２００のモーフィングの進捗を図示する。方法５００は、翼１５０のキャンバを、前縁部２００が第１形状２２８の時のような巡航飛行に適する第１キャンバ１６８を、前縁部２００が第２形状２３２の時のような低速飛行に適する第２キャンバ１７０へと、変化させることを含みうる。方法は加えて、可撓性前縁外板２１４を第２形状２３２から第３形状（図示せず）に遷移させることによって、翼１５０のキャンバを減少させるステップを含みうる。例えば、形状制御機構４００は、前縁部２００を、垂下プロファイルを有する第２形状２３２から、第１形状２２８と第２形状２３２との中間の前縁部形状である第３形状（図示せず）へとモーフィングするよう、構成されうる。

いくつかの実施形態では、方法は、可撓性前縁外板２１４を第１形状２２８及び／又は第２形状２３２へと遷移させる時に、凹型３０２から凸型３０４へ、可撓性前縁外板２１４に湾曲の反転３００を形成することを含みうる。上記に示すように、可撓性前縁外板２１４の湾曲の反転３００は、弧長の方向に沿った、凹型３０２から凸型３０４への湾曲の変化の位置と説明されうる。図４から図８は、前縁部２００の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中の、前縁外板２１４の点Ｄでの反転３００の形成の進捗を図示する。いくつかの実施形態では、前縁部２００は、支持位置２２４のうちの少なくとも１つが前縁外板２１４の不変湾曲の位置となるように、構成されうる。いくつかの実施例では、上記に示すように、前縁部２００は、巡航構成において反転３００が下部表面１６６に形成されるように、構成されうる。前縁外板２１４は、反転３００の傾斜及び／又は変位を制御する必要なく、反転３００が前縁外板２１４に自然に形成されるように、構成されうる。しかし、形状制御機構４００のアームは、空力荷重に抗して前縁外板２１４を支持するよう、点Ｄに取り付けられうる。

方法のステップ５０６は、可撓性前縁外板２１４の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、可撓性前縁外板２１４の同一の弧長を維持することを含みうる。図に示すように、可撓性前縁外板２１４は、前縁外板２１４が翼主部１５２へと遷移する位置を表す、第１端部２１６と第２端部２１８とを含む。方法は、可撓性前縁外板２１４の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、翼１５０の両面で、可撓性前縁外板２１４の外表面２２０の、翼主部１５２の外表面１７２への接触を維持することを含みうる。加えて、方法は、可撓性前縁外板２１４の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、支持位置２２４のうちの少なくとも１つに対して、可撓性前縁外板２１４の変位及び／又は傾斜の変化を引き起こすことを含みうる。例えば、図４から図８は、形状制御機構４００によって変位及び傾斜が引き起こされうる点Ｃの、支持位置２２４を図示する。

方法５００は、可撓性前縁外板２１４の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に、支持位置２２４のうちの少なくとも１つについて、可撓性前縁外板２１４に同一の湾曲を維持することを含みうる。例えば、図４から図８は、前縁部２００の第１形状２２８から第２形状２３２への遷移中に不変湾曲の位置である、点Ｂ、点Ｃ及び点Ｄを図示する。前縁外板２１４の変位及び／又は傾斜の制御は、形状制御機構４００を制御することによって、促進されうる。いくつかの実施形態では、方法は、形状制御機構４００の移動の防止を補助するために、係止機構４１８を係合することを含みうる。係止機構４１８は、前縁部２００を第１形状２２８及び第２形状２３２を含む多種多様な異なる形状のうちの任意の１つに維持するよう、形状制御機構４００の主アクチュエータ４１４を補助しうる、一又は複数のアーム及び／又はリンクの移動を防止しうる。

本開示の追加的な改変及び改善は、当業者には明白でありうる。ゆえに、本書に説明され図示されている、部品の特定の組み合わせは、本開示の一定の実施形態のみを表すことを意図し、本開示の本質及び範囲に含まれる代替的な実施形態又はデバイスを限定する役割を果たすことは意図しない。

１００ 航空機
１０２ 胴体部
１０４ 推進ユニット
１０６ 主翼
１０８ 尾翼
１１０ 垂直安定板
１１２ 方向舵
１１４ 水平安定板
１１６ 昇降舵
１５０ 翼
１５２ 翼主部
１５４ 前部スパー
１５６ 後部スパー
１５８ ノーズ
１６０ 第１面
１６２ 第２面
１６４ 翼上部表面
１６６ 翼下部表面
１６８ 第１キャンバ
１７０ 第２キャンバ
１７２ 翼主部の外表面
２００ 前縁部
２０２ 前部下側部分
２０４ 前部下側点
２０６ 前部上側部分
２０８ 前部上側点
２１０ 中部下側部分
２１２ 中部下側点
２１４ 前縁外板
２１６ 第１端部
２１８ 第２端部
２２０ 前縁外板の外表面
２２２ 内側
２２４ 支持位置
２２６ 不変湾曲の位置
２２８ 第１形状
２３０ 第１湾曲プロファイル
２３２ 第２形状
２３４ 第2湾曲プロファイル
２３６ 被制限位置
２３８ 外板厚
３００ 湾曲の反転
３０２ 凹型
３０４ 凸型
３０６ 変位
３０８ 傾斜
３１０ 複合材料
３１２ 複合積層物
３１４ 複合プライ
３１６ プライ積層シーケンス
３１８ プライ角度
３２０ 翼長方向
３２２ 翼弦方向
３２４ 所望の曲げ剛性
３２６ 実際の曲げ剛性
３２８ トレース
３３０ 剛性マトリクス
３３２ ０度積層物
３３４ ９０度積層物
３３６ プライ厚
３３８ プライ材料
４００ 形状制御機構
４０２ 主アーム
４０４ 回転アーム
４０６ ノーズアーム
４０８ 外板補剛リンク
４１０ リンク
４１２ リンク
４１４ 主アクチュエータ
４１６ リンク
４１８ 係止機構
４２０ 翼長補剛材

Claims (14)

1. 翼（１５０）であって、
   第１端部（２１６）と第２端部（２１８）、及び、それらの間に画定された弧長を有する可撓性前縁外板（２１４）を含む、前縁部（２００）と、
   複数の支持位置（２２４）で前記可撓性前縁外板（２１４）に取り付けられ、かつ、前記可撓性前縁外板（２１４）を第１湾曲プロファイル（２３０）を有する第１形状（２２８）から、前記第１湾曲プロファイル（２３０）とは異なる第２湾曲プロファイル（２３４）を有する第２形状（２３２）へと、前記弧長の変化なく遷移させるよう構成された、形状制御機構（４００）とを備え、
   前記形状制御機構は、翼主部から延在し、かつ同じ支持位置に結合された少なくとも１つの主アーム及び少なくとも１つの回転アームを含み、前記形状制御機構が、前記前縁外板を前記第１形状から前記第２形状へと遷移させるときに、
   前記主アームが、同じ支持位置で前記前縁外板の変位を引き起こし、かつ
   前記回転アームが、同じ支持位置で前記前縁外板の傾斜変化を引き起こすように構成されている、翼（１５０）。
2. 更に、
   前記前縁部（２００）に隣接する翼主部（１５２）を備え、前記前縁部（２００）の前記第１端部と第２端部（２１６、２１８）は、前記翼主部（１５２）に固定的に結合され、及び、
   前記翼主部（１５２）の第１面（１６０）から前記翼主部（１５２）の第２面（１６２）へと連続的な、前記可撓性前縁外板（２１４）の外表面（２２０）を備える、請求項１に記載の翼（１５０）。
3. 更に、
   前記前縁部（２００）に隣接する翼主部（１５２）と、
   前記可撓性前縁外板（２１４）が前記第１形状（２２８）及び前記第２形状（２３２）である時に、前記翼（１５０）の両面（１６０、１６２）で、前記翼主部（１５２）の外表面（１７２）に接触する、前記可撓性前縁外板（２１４）の外表面（２２０）と
   を備える、請求項１に記載の翼（１５０）。
4. 前記可撓性前縁外板（２１４）は、前記弧長に沿って可変な曲げ剛性を有し、
   前記可撓性前縁外板（２１４）は、等方性材料で形成され、かつ、
   前記等方性材料は、前記可撓性前縁外板（２１４）が曲げモーメントプロファイルを受ける時に、前記可撓性前縁外板（２１４）に所望の湾曲プロファイルが形成されるように、前記可撓性前縁外板（２１４）の前記曲げ剛性を前記弧長に沿って変化させる様態で、前記弧長に沿って変わる厚みを有する、請求項１に記載の翼（１５０）。
5. 前記可撓性前縁外板（２１４）は、複合材料で形成され、
   前記複合材料は、繊維強化高分子マトリクス材料の複合プライで形成された複合積層物であり、
   前記複合プライの各々は、１つの繊維配向を有し、かつ、
   前記複合プライのうちの少なくとも１つの前記繊維配向は、前記可撓性前縁外板（２１４）が曲げモーメントプロファイルを受ける時に、前記可撓性前縁外板（２１４）に所望の湾曲プロファイルが形成されるように、前記可撓性前縁外板（２１４）の前記曲げ剛性を前記弧長に沿って変化させる様態で、前記弧長に沿って変わる、請求項４に記載の翼（１５０）。
6. 前記複数の支持位置（２２４）のうちのそれぞれの位置における前記可撓性前縁外板（２１４）のそれぞれの部分は、前記第１形状（２２８）と前記第２形状（２３２）で同一の湾曲を有する、請求項１に記載の翼（１５０）。
7. 前記複数の支持位置（２２４）のうちの第１の位置における前記可撓性前縁外板（２１４）の第１部分（２０２）は、前記複数の支持位置（２２４）のうちの第２の位置における前記可撓性前縁外板（２１４）の第２部分（２０２）の曲げ剛性と比較して、より高い曲げ剛性を有する、請求項１に記載の翼（１５０）。
8. 前記形状制御機構（４００）は、前記複数の支持位置（２２４）のうちのそれぞれの位置における前記可撓性前縁外板（２１４）のそれぞれの部分の変位（３０６）及び／又は傾斜（３０８）を制御するよう構成される、請求項１に記載の翼（１５０）。
9. 前記主アーム（４０２）は、前記可撓性前縁外板（２１４）の前部下側部分（２０２）の支持位置（２２４）へと延在し、かつ、前記前部下側部分（２０２）の前部下側点（２０４）の変位（３０６）を制御するよう構成され、
   前記回転アーム（４０４）は、前記主アーム（４０２）が前記前部下側部分（２０２）に結合される前記支持位置（２２４）へと延在し、かつ、前記前部下側点（２０４）の傾斜（３０８）を制御するよう構成され、
   前記形状制御機構（４００）は、一又は複数のアームから、前記可撓性前縁外板（２１４）の内側（２２２）の一又は複数の位置へと延在する一又は複数のリンク（４１０、４１２、４１６）を含み、前記リンク（４１２）は、
   前記主アーム（４０２）に枢動可能に結合され、前記可撓性前縁外板（２１４）の前部上側部分（２０６）へと延在し、かつ、前記前部上側部分（２０６）の前部上側点（２０８）の変位（３０６）を制御するよう構成された、上部リンク（４１０）と、
   前記主アーム（４０２）に枢動可能に結合され、前記前部下側部分（２０２）と前記翼主部（１５２）との間の位置における前記可撓性前縁外板（２１４）の中部下側部分（２１０）へと延在し、かつ、前記中部下側部分（２１０）の中部下側点（２１２）の変位（３０６）を制御するよう構成された、下部リンク（４１２）とを含み、かつ、
   前記形状制御機構（４００）は、前記翼主部（１５２）から延在し、かつ、前記可撓性前縁外板（２１４）の前記第１形状（２２８）と前記第２形状（２３２）との間の遷移のために前記アーム（４０２、４０４、４０６）のうちの少なくとも１つに枢動可能に結合された、アクチュエータを含む、請求項８に記載の翼（１５０）。
10. 翼（１５０）の前縁部（２００）をモーフィングする方法（５００）であって、
    複数の支持位置（２２４）で前記翼（１５０）の可撓性前縁外板（２１４）に取り付けられた形状制御機構（４００）を制御することと、前記形状制御機構は、それぞれ翼主部から延在し、かつ前記複数の支持位置のうち同じ支持位置に結合された少なくとも１つの主アーム及び少なくとも１つの回転アームを含み、
    前記可撓性前縁外板（２１４）を、第１湾曲プロファイル（２３０）を有する第１形状（２２８）から、前記第１湾曲プロファイル（２３０）とは異なる第２湾曲プロファイル（２３４）を有する第２形状（２３２）へと、遷移させることと、
    前記可撓性前縁外板（２１４）の前記第１形状（２２８）から前記第２形状（２３２）への前記遷移中に、前記可撓性前縁外板（２１４）の同一の弧長を維持することと、
    前記前縁外板を前記第１形状から前記第２形状へと遷移させるときに、前記主アーム及び前記回転アームにより、前記同じ支持位置で前記前縁外板の変位及び傾斜変化をそれぞれ引き起こすこと
    を含む、方法（５００）。
11. 更に、
    前記可撓性前縁外板（２１４）の前記第１形状（２２８）から前記第２形状（２３２）への前記遷移中に、前記支持位置（２２４）のうちの１つより多くに対して、前記可撓性前縁外板（２１４）の変位（３０６）及び／又は傾斜（３０８）の変化を引き起こすことを含む、請求項１０に記載の方法（５００）。
12. 更に、
    前記可撓性前縁外板（２１４）の前記第１形状（２２８）から前記第２形状（２３２）への前記遷移中に、前記支持位置（２２４）のうちの少なくとも１つについて、前記可撓性前縁外板（２１４）に同一の湾曲を維持することと、
    前記可撓性前縁外板（２１４）を前記第１形状（２２８）及び／又は前記第２形状（２３２）へと遷移させる時に、凹型（３０２）から凸型（３０４）へ、前記可撓性前縁外板（２１４）に湾曲の反転（３００）を形成すること、
    を含み、かつ、
    前記可撓性前縁外板（２１４）の前記第１形状（２２８）から前記第２形状（２３２）への前記遷移中に、前記翼（１５０）の両面で、前記可撓性前縁外板（２１４）の外表面（２２０）の、前記翼主部（１５２）の外表面（１７２）への接触を維持することを含む、請求項１０に記載の方法（５００）。
13. 更に、
    前記翼（１５０）のキャンバを、巡航飛行に適する第１キャンバ（１６８）から、低速飛行に適する第２キャンバ（１７０）へと変更することと、
    前記可撓性前縁外板（２１４）を前記第２形状（２３２）から第３形状へ遷移させることによって、前記翼（１５０）のキャンバを減少させること、
    を含む、請求項１０に記載の方法（５００）。
14. 前記形状制御機構（４００）が、前記翼（１５０）の前記翼主部（１５２）から、前記複数の支持位置（２２４）のうちのそれぞれの位置へと延在する複数のリンク（４１２）を含む、前記方法（５００）であって、更に、
    前記支持位置（２２４）のうちの少なくとも１つについて、前記可撓性前縁外板（２１４）の変位（３０６）及び／又は傾斜（３０８）の変化を制御するために、一又は複数のアーム（４０２、４０４、４０６）及び／又はリンク（４１０、４１２、４１６）を制御することと、
    前記アーム（４０２、４０４、４０６）及び／又はリンク（４１０、４１２、４１６）の移動を防止するために、係止機構（４１８）を係合すること、
    を含む、請求項１０に記載の方法（５００）。

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