(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機の翼の固定前縁構造と可動高揚力装置との間隙を密閉するための、特に、火炎や破片の進入を防ぐための、伸縮自在嵌め込みパネルを提供する。【解決手段】固定構造１０は、けたと、航空機の翼の最前縁をもたらす前部と、航空機の翼の下面をもたらす下部と、を有する。高揚力装置３０は、収納構成から展開構成へと固定構造に対して下方に可動である。高揚力装置は、航空機の翼の最前縁をもたらす前部と、航空機の翼の下面をもたらす下部と、を有する。高揚力装置の下向きの移動により、高揚力装置の下部と固定構造の下部との間の横方向間隙が漸次開口する。伸縮自在嵌め込みパネル５０は、退縮構成から伸展構成へと漸次延伸して、横方向間隙を塞ぐように配置される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
けた、航空機の翼の最前縁をもたらす前部、および該航空機の翼の下面をもたらす下部を備える固定構造と、
収納構成から展開構成へと該固定構造に対して下方に可動となるように、該けたに連結された高揚力装置であって、該高揚力装置が、該航空機の翼の最前縁をもたらす前部、および該航空機の翼の下面をもたらす下部を備え、かつ該高揚力装置の下方への移動により、該高揚力装置の該下部と、該固定構造の該下部との間に横方向間隙が漸次開口する、高揚力装置と、
退縮構成から伸展構成へと漸次伸展して、該横方向間隙を塞ぐように配置された、伸縮自在嵌め込みパネルと、
を備えることを特徴とする、航空機アセンブリ。
【請求項２】
嵌め込みパネルを前記高揚力装置と前記固定構造とに取り付けることを特徴とする、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項３】
前記固定構造がリブをさらに備え、前記固定構造の前記前部および下部が該リブに取り付けられ、かつ前記嵌め込みパネルが該リブに取り付けられることを特徴とする、請求項２に記載の航空機アセンブリ。
【請求項４】
前記退縮構成において、前記嵌め込みパネルが折り畳まれ、前記伸展構成において、前記嵌め込みパネルが開かることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項５】
前記嵌め込みパネルが、交互に一連の折り目をもたらす１以上の折線において折れるように配置されたることを特徴とする請求項４に記載の航空機アセンブリ。
【請求項６】
前記嵌め込みパネルが、複数の補剛部により支持される可撓性基板を備えることを特徴とする、請求項１から５のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項７】
前記嵌め込みパネルが、前記可撓性基板の複数の折線の各々において折れるように配置され、各折線が、前記複数の補剛部のうちの１つに隣接していることを特徴とする、請求項６に記載の航空機アセンブリ。
【請求項８】
前記補剛部が各々長尺状竿を備えることを特徴とする、請求項６または請求項７に記載の航空機アセンブリ。
【請求項９】
前記補剛部が各々成形により内設された補剛板を備え、隣接する補剛板が折線により隔されることを特徴とする、請求項６から８のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項１０】
前記嵌め込みパネルが、火炎、破片、および気流のうちの１以上に対するバリアをもたらすように配置されることを特徴とする、請求項１から９のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項１１】
前記けたに連結された上部固定二次構造をさらに備え、前記高揚力装置が、前記収納位置および／または前記展開位置において該上部固定二次構造により密閉状態になる上部をさらに備えることを特徴とする、請求項１から１０のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項１２】
前記上部固定二次構造が、間隙によって前記けたから離隔された下縁において終端することを特徴とする、請求項１１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項１３】
前記けたに連結された下部固定二次構造をさらに備え、前記高揚力装置の前記下部が、前記収納位置および／または前記展開位置において前記下部固定二次構造により密閉状態になることを特徴とする、請求項１から１２のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項１４】
前記上部固定二次構造および下部固定二次構造が、間隙によって離隔されることを特徴とする、請求項１２および１３に記載の航空機アセンブリ。
【請求項１５】
前記高揚力装置が、前記収納構成と前記展開構成との間に部分展開構成を有し、かつ前記伸縮自在嵌め込みパネルが、前記収納構成から該部分展開構成へと前記高揚力装置が展開すると、前記退縮構成から部分伸展構成まで漸次伸展して前記横方向間隙を塞ぐように配置されることを特徴とする、請求項１から１４のいずれかに記載の航空機アセンブリ。
【請求項１６】
請求項１から１５のいずれかに記載の航空機アセンブリを備えることを特徴とする、航空機の翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼の固定前縁構造と可動高揚力装置との間隙を密閉するための、特に、火炎や破片の進入を防ぐための、伸縮自在嵌め込みパネルに関する。
【背景技術】
【０００２】
固定翼航空機の中には、折れ曲がり機首装置またはスラット等の、収納構成から展開構成へと翼の固定構造に対して下向きに可動の前縁高揚力装置を有するものがある。固定構造に対してそのような装置が展開することにより、高揚力装置の側縁と固定構造との間で、横方向間隙が漸次開く。そのような間隙は、固定翼構造内のシステムおよび構造を、火炎または破片の進入の危険にさらすことになり得るか、あるいは航空機に対して空力ペナルティを課す可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】独国２００９−１９０１９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従前の解決策には、固定構造に取り付けられた疑似床などがあるが、そのような解決策は、実施可能とはかぎらず、さらに航空機の重量を増加させる。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、けたと、航空機の翼の最前縁をもたらす前部と、航空機の翼の下面をもたらす下部とを備える固定構造を備える航空機アセンブリを提供する。高揚力装置が、収納構成から展開構成へと固定構造に対して下方に可動となるように、けたに連結され、この高揚力装置は、航空機の翼の最前縁をもたらす前部と、航空機の翼の下面をもたらす下部とを備える。高揚力装置の下方への移動により、高揚力装置の下部と、固定構造の下部との間に横方向間隙が漸次開口する。伸縮自在嵌め込みパネルが、退縮構成から伸展構成へと漸次伸展して、横方向間隙を塞ぐように配置される。
【０００６】
嵌め込みパネルは、装置が展開するにつれて横方向間隙を塞ぐように作用するが、装置が収納されると退縮される。伸展構成において、嵌め込みパネルは、横方向間隙を覆い隠すシールをもたらし、退縮構成において、嵌め込みパネルは、便利に収納される。
【０００７】
嵌め込みパネルを退縮構成において収納することにより、（例えば電気ケーブル、油圧パイプ、または燃料ラインなどの）翼に沿って延びるあらゆるシステムとの衝突が確実に起きないようにする。
嵌め込みパネルは、好ましくは、高揚力装置に（典型的には、嵌め込みパネルの下縁において）、かつ固定構造に（典型的には、嵌め込みパネルの上縁において）取り付けられる。よって、嵌め込みパネルは、装置の展開構成への移動に応じて退縮構成から伸展構成へと自動的に伸展し、またその逆にも働くように配置される。すなわち、装置のこの移動自体が、嵌め込みパネルの退縮構成と伸展構成との間の移動を生じさせるので、いかなる別体の作動機構をも必要としない。
【０００８】
好ましくは、装置の展開構成への移動の間、パネルが漸次伸展して間隙を塞ぐ。あるいは、別体の作動機構を設けて、装置が展開された後、パネルを漸次伸展させて間隙を塞ぐようにしてもよい。
【０００９】
退縮構成において、嵌め込みパネルは、好ましくは（例えば、折り畳まれることにより）収縮され、伸展構成において、嵌め込みパネルは、好ましくは（例えば、開かれることにより）伸張される。このように収縮させることにより、嵌め込みパネルを、装置が収納構成にあるときに、コンパクトな体積に収めることができる。嵌め込みパネルは、好ましくは、１つの折り目または交互の一連の折り目をもたらす、１以上の折線において折れるように配置される。すなわち、嵌め込みパネルは、好ましくは、コンサティーナ型または扇型の構成に折れるように配置される。
【００１０】
数実施形態において、嵌め込みパネルは、複数の補剛部により支持される可撓性基板を備える。補剛部は、伸展構成にある嵌め込みパネルが横方向に歪むことを防止するように働いてよく、さらに、退縮構成への退縮を補助するようにも働いてもよい。
【００１１】
好ましくは、嵌め込みパネルは、可撓性基板の複数の折線の各々において折れるように配置され、各折線が、複数の補剛部のうちの１つに隣接している。数実施形態において、補剛部は、各々長尺状竿を備える。他の実施形態において、補剛部は、各々成形により内設された補剛板を備え、隣接する補剛板が折線により隔される。
【００１２】
任意で、航空機アセンブリは、嵌め込みパネルを退縮構成へと付勢する付勢要素をさらに備える。付勢要素は、嵌め込みパネルへと統合されるか、あるいは別個の部品として設けられてもよい。
【００１３】
嵌め込みパネルは、好ましくは、火炎、破片、および気流のうちの１以上に対するバリアをもたらすように配置される。よって、嵌め込みパネルは、焔の進入、風媒の破片、および／または抗力を誘発する気流をそれぞれ防止できる。
【００１４】
好ましくは、高揚力装置の下部は、装置が収納構成にあるときに、固定構造の下部と同一平面をなす。
【００１５】
好ましくは、高揚力装置の前部は、装置が収納構成にあるときに、固定構造の前部と同一平面をなす。
【００１６】
高揚力装置は、典型的には、機内端および機外端を有し、機内端は、機外端よりも航空機の中心面に近接して配置される。横方向間隙は、高揚力装置の機内端または機外端に位置し得る。
【００１７】
嵌め込みパネルを、装置の側縁（すなわち、機内縁または機外縁）において、あるいはこれに隣接して取り付けてよい。嵌め込みパネルは、伸張構成において、互いに対して鋭角となる上縁および下縁を有してよい。
【００１８】
好ましくは、固定構造および／または高揚力装置は、典型的には航空機の翼の上面をもたらす上部をさらに備える。高揚力装置の上部および／または下部は、典型的には、収納位置および／または展開位置において固定二次構造により密閉状態になる。この二次構造は、典型的には、けたに連結された１以上のリブによって支持される。
【００１９】
固定構造の前部、下部、および上部は、典型的には、直接あるいはリブを介して、けたに固着される。
【００２０】
固定構造の前部および下部を、別部材として、あるいは単体のモノリシック部材として形成してよい。同様に、高揚力装置の前部および下部も、別部材として、あるいは単体のモノリシック部材として形成してよい。
【００２１】
高揚力装置は、展開位置にあるときに翼の前縁のキャンバ（ゆえに揚力）を増大させる、折れ曲がり機首装置、スラット、または他の装置を備えてよい。
【００２２】
高揚力装置は、好ましくは、収納構成と展開構成との間に部分展開構成を有し、かつ伸縮自在嵌め込みパネルは、好ましくは、収納構成から部分展開構成へと高揚力装置が展開すると、退縮構成から部分伸展構成まで漸次伸展して横方向間隙を塞ぐように配置される。このようにして、装置を、横方向間隙を覆い隠すシールを維持しつつ、異なる飛行段階のための異なる位置へと展開することができる。
【００２３】
ここで、本発明の実施形態を、添付の図面を参照して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】図１は、後方−機内方向から見た、展開位置にある折れ曲がり機首装置を有する前縁航空機翼アセンブリの等尺図を示す。
【図２】図２は、収納位置にある折れ曲がり機首装置および本発明のある実施形態による退縮された嵌め込みパネルを持つ、図１の翼アセンブリの前方−機外方向から見た他の等尺図を示す。
【図３】図３は、折れ曲がり機首装置が展開位置にあり、嵌め込みパネルが伸展構成にある図２の配置を示す。
【図４】図４は、収納位置にある折れ曲がり機首装置を示す断面側面図である。
【図５】図５は、完全展開位置にある折れ曲がり機首装置を示す断面側面図である。
【図６】図６は、折れ曲がり機首装置を展開位置において示すアセンブリの後方−機内方向から見た等尺図を、嵌め込みパネルを省略して示す。
【図７】図７は、嵌め込みパネルを示した図６を示す。
【図８】図８は、展開位置にあり、かつ外板の一部を除いた状態の折れ曲がり機首装置を持つ、図１の翼アセンブリの後方−機外方向から見た等尺図を示す。
【図９】図９は、図１から図８のアセンブリを組み込んだ航空機の平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１は、前けた２０（図２および図３においては、明確にするために省略）と、該けたに固着された整形板または機首構造１０と、ガス・タービン・エンジンまたは他のエンジン（不図示）を翼に取り付けるように働くパイロン主要構造（不図示）とを備える、固定前縁構造を持つ前縁翼アセンブリを示す。さらに、固定構造は機内閉鎖リブ１２を備え、この機内閉鎖リブ１２は、パイロン主要構造を、整形板１０の機内側に配設された展開可能な折れ曲がり機首装置３０から分離する横方向バリアをもたらし、またこの機内閉鎖リブ１２には整形板２０が取り付けられる。直交ｘｙｚ軸を図１から図３に示しており、ｘ−軸は順方向を示し、ｙ−軸は機外方向（航空機の中心から離れる）を示し、ｚ−軸は下方向を示す。
【００２６】
整形板１０は、航空機の翼の翼型外形の最前縁を形成する湾曲前機首部１７と、前部１７の機尾側に延伸し、かつ航空機の翼の下面および上面をそれぞれもたらす下部１５および上部１６とを有する。上部１６は、図２および図３に最も明確に示される。部分１５から１７を、単体のモノリシック部材として形成してよく、あるいは別体のパネルとして形成してもよい。この例において、部分１５は、部分１７に取り外し可能な留め具によって取り付けられた別体のアクセスパネルであり、上部の空間に接近できるように取り外しできる。
【００２７】
折れ曲がり機首装置３０は、５つのヒンジリブ上の前けた２０にヒンジ接続され、該リブは、けた２０に取り付けられている。この装置は、外面が整形板１０の外面と同一平面である収納構成（図２）と、外面が整形板１０の外面よりも低くなる展開構成（図１および図３）との間で、下方に枢動可能である。この装置が展開されると、装置３０の領域における翼の翼型外形は、キャンバが増大するように変形される。折れ曲がり機首装置３０は、収納構成と展開構成との間の中間位置である、部分展開構成を有してよい。
【００２８】
前けた２０は、スロット２２を持つ、図２および図３に示す上部固定二次構造パネル２１を支持する。５つのヒンジリブのうちの機外の１つは、図２および図３において省略されており、パネル２１におけるスロット２２に収容される。図４は、この機外ヒンジリブ２５を作動アーム２６に沿って示す断面側面図であり、該作動アーム２６は、ヒンジリブ２５にヒンジ２７において枢動可能に取り付けられており、さらに図２および図３では省略されている。図４は、装置３０を収納位置において示し、図５は、装置３０を完全に低下された位置において示す。
【００２９】
折れ曲がり機首装置３０の外形は、図４および図５において、符号が付された３つの部分を有する。湾曲された前部３６は、装置（および航空機の翼の翼型外形の）最前縁を形成し、下部３３および上部３４は、前部３６の機尾側に延伸し、かつ装置（および航空機の翼）の下面および上面をそれぞれもたらす。下部３３は、図１、図６および図７において３２と符号を付した機外縁を有する。部分３３，３６を、単体のモノリシック部材として形成してよく、あるいは別体パネルとして形成してもよい。部分３４は典型的には、留め具によって部分３６に取り付けられた別体のシール材として形成される。
【００３０】
図４に示すように、装置が収納されると、装置の下部３３は、けた２０に取り付けられ、かつこれから前方へと延びる下部固定二次構造パネル２２により密閉状態になる。装置の上部３４は、上部二次構造パネル２１により、図４の退縮位置および図５の伸展位置の両方において密閉状態になる。さらに、装置３０は、機内端において閉鎖リブ３５を有し、図１、図４、図５および図８において符号が付されている。
【００３１】
典型的には、折れ曲がり機首装置３０は、翼のキャンバを大きくする（したがって翼により生じる空気的揚力を増す）ために、離陸と着陸の際に展開され、次いで巡航中に収納される。離陸中に、装置３０を、部分展開構成（例えば、１８度枢動させた位置）へと展開し、着陸中に、装置を展開構成（例えば、２７度枢動させた位置）へと展開してよい。
【００３２】
図１および図６において示すように、折れ曲がり機首装置３０が展開されると、整形板１０の下部１５の機内縁１４、折れ曲がり機首装置の下部３３の機外縁３２、および側部リブパネル３５の後縁により画定される、略三角形の横方向開口部、すなわち間隙４０が、機外端において露出される。従来技術の構成においては、そのような間隙４０は懸念事にはならない。なぜなら、そのような構成の二次構造パネル２１を延伸して下縁においてけた２０と接合させることで、間隙２１ｂによりけた２０およびパネル２２の前方縁から離隔される、図５に示す下縁２１ａにおいて終端するのではなく、けたと固定前縁アセンブリの他の要素を保護する閉鎖体積をもたらす疑似床を設けるからである。しかし、そのような疑似床が無ければ、エンジン火災の際に、焔が間隙４０を通り抜けて、折れ曲がり機首装置の後方の固定翼アセンブリの一部を形成する電気ケーブル、油圧パイプ、および燃料ライン等の臨界システムインフラストラクチャ６０（図１参照；明確にするために、図２、図３、および図６においては不図示）を損傷する危険がある。
【００３３】
さらに、折れ曲がり機首装置３０内から、機内パイロンリブ１２を介して、整形板１０後方の空間へと焔が横切るのを防止することが必須である。図２および図３に見られるように、機内パイロンリブ１２は、システムインフラストラクチャ６０のケーブル、パイプ、およびラインが通される複数のシステム貫通孔１３を有する。万一そのようなケーブル、パイプ、またはラインが火災により破壊されると、貫通孔１３が塞がれていない状態になり、整形板１０に焔が入る経路をもたらし得る。場合によっては、ケーブル、パイプ、またはラインと貫通孔１３との間に熱非感受性材料を設けて、そのような溶融を防ぐことも可能であるが、そのような熱保護は、例えば、航空機エンジンにより生じる電気エネルギを伝達する発電機ケーブル等の、通常動作中に大量の熱を発生させる電気ケーブルとの使用には適さない。
【００３４】
図２、図３、図７および図８に示す伸縮自在嵌め込みパネル５０は、折れ曲がり機首装置３０が展開位置へと動いて（図３、図７および図８）、折れ曲がり機首装置３０が伸展構成に収納される（図２）と、自動的に退縮構成から開く耐火バリアを設けることにより、上記の問題を解決する。パネル５０は、これらの図面において間隙４０を視認可能とするために、図１および図６では省略されていることに留意されたい。嵌め込みパネルは、折れ曲がり機首装置３０の部分展開構成に相当する部分伸展構成を有してよい。
【００３５】
本実施形態において、嵌め込みパネル５０は、ＡＣ  ２０．１３５およびＩＳＯ  ２６８５に定義されるような標準火災による加熱に対して、航空機に対するハザードをもたらし得るいかなる障害も生じさせることなく、５分間耐える能力を有する必要がある。
【００３６】
嵌め込みパネル５０は、概して間隙４０の形状に対応するように、略楔状（すなわち、切頭の三角形のような形状）である。上縁５１が機内パイロンリブ１２に上ブラケット（不図示）により取り付けられ、下縁５２が折れ曲がり機首装置に、折れ曲がり機首装置の下部３３の側縁３２に隣接する下ブラケット３７（図８）により取り付けられ、狭縁５３が枢軸２７近傍の間隙の狭隘な機尾部に位置するように配置する。よって、嵌め込みパネル５０は、伸展構成にあるときに、実質的に平坦である。
【００３７】
上縁５１を機内パイロンリブ１２に取り付ける上ブラケット（不図示）の精確な位置は異なり得る―例えば、図２および図３に示すようなリブ１２の下縁の上方、あるいは図８に示すようなリブ１２の下縁に近接して配置してもよいことに留意されたい。上ブラケット（不図示）は、下ブラケット３７に１つ追加したものに類似し得る―すなわち、他方の側に、金属の条片を用いて、留め具がパネル５０を引き裂くことを防止し、中央においてこれを締め付けることができるようにすることもある（サンドイッチに類似）。
【００３８】
嵌め込みパネル５０は、複数の折線５４を有し、該折線５４は、放射状に延び、すなわち狭縁５３から外方に分出／扇形に展開して、折線５４が交互に一連の折り目をもたらすコンサティーナ型あるいは扇型の構成に、パネル５０を折ることができるようにする。よって、嵌め込みパネル５０は、退縮構成にあるときに、コンパクトに折り畳まれた配置へと退縮される。本例において、パネル５０は、図８に示すような６本の折線５４を有するが、代替実施形態においては、ただ１本の折線を有してもよい。部分伸展構成において、嵌め込みパネル５０は、部分的に折り畳まれて、完全に折り畳まれたり、不十分に開かれたりしないようにする。
【００３９】
嵌め込みパネル５０は、必要とされる耐火特性を持つ航空機級ポリウレタンまたはシリコンゴム基板により構成される。ＡＢＲ４−００８５  Ａ級は、それ自体で使用可能であるか、あるいはさらに耐火性を増すためにグラスファイバの外部層が追加された、好適な耐焔シリコンゴムである。グラスファイバの好適な級は、ＡＢＲ９−０１４２Ｔ６またはＡＢＲ９−０１４２Ｔ６である。
【００４０】
さらに剛性を与えて横方向の歪曲からパネルを守る、複数の補剛竿（不図示）を、基板内に成形する。竿は、各々折線５４に隣接して配設され、よって折り畳み操作を補助するようにも働く。補剛竿に好適な材料は、例えばステンレス鋼３１６などの航空機級ステンレス鋼であり得る。
【００４１】
代替実施形態において、補剛竿を、基板内に成形された複数の楔状の補剛板（不図示）によって置換してよく、隣接する補剛板は、折線５４により隔される。よって、パネル５０が退縮構成に折り畳まれると、補剛板を収納する部分は、互いの上に積み重ねられる。
【００４２】
嵌め込みパネル５０が服し得る期待バフェッティング負荷によっては、該竿および／または補剛板を設計から省略し、かつ適切な場所における基板材料の厚みを単に変化させて、適切な機械特性をもたらすようにしてもよい。例えば、基板材料を、（複数の）折線５４において細くして、折れやすくなるように可撓性を持たせるようにし、かつ（複数の）折線５４のいずれかの側を太くして、順／機尾方向において剛性を持たせるようにしてもよい。
【００４３】
数実施形態において、弾性／記憶形状材料等の付勢要素を、折線／複数の折線５４に亘り／略垂直に、嵌め込みパネル５０内に成形（あるいはパネルに統合）してよい。そのような材料は、折れ曲がり機首装置が展開し、嵌め込みパネル５０が開くにつれて、緊張し、エネルギを蓄積し得る。よって、パネルが、付勢要素によって、折り畳み位置の方向に付勢される。これにより、確実に嵌め込みパネル５０が正しい方向に折れ、折れる間、整形板１０と折れ曲がり機首装置３０との間にひっかかることがない。
【００４４】
嵌め込みパネル５０は、パネルを風媒の破片による損傷等の環境に起因する損傷から保護するために、外向き表面に取り付けられた補強繊維層（不図示）をさらに含んでよい。外向き表面を疎水被膜でさらに処理して、氷の堆積を防止してもよい。氷の堆積は、パネル５０の適切な機能を妨害して、パネルに構造上の損傷を引き起こし得る。
【００４５】
添付の図面には図示していないが、図２および図３に示すものと実質的に類似の特徴を持つ嵌め込みパネル５０を、折れ曲がり機首装置３０の機内端に実装してもよい。ここで、折れ曲がり機首装置３０は、内部固定前縁アセンブリ（根末端フィレット整形板）に対して、整形板１０の機内パイロン閉鎖リブ１２に類似した機外閉鎖リブと共に枢動する。折れ曲がり機首装置３０が展開された際、間隙４０に類似した略三角形の孔が、根末端フィレット整形板に対して形成される。
【００４６】
航空機エンジンから十分に遠いため、この孔を通る火炎の進入を防ぐことは特に必須の条件ではないが、離陸時または着陸時に着陸装置（不図示）により巻き上げられた破片が該孔を通り抜けること、ならびに折れ曲がり機首装置の展開中に露出される、臨界システムインフラストラクチャおよび／または構造部材（前けた２０等）において損傷を引き起こすことを、嵌め込みパネルが防止する必要がある可能性がある。破片による損傷の防止が重要な要件であるような実施形態においては、パネル５０を、繊維補強ゴム材、または繊維補強ポリウレタン）等の、ゴムを多く含む基板により構成してもよい。
【００４７】
各々図１から図８のアセンブリを組み込んだ２翼を持つ航空機を、図９に示す。折れ曲がり機首装置３０および整形板１０を、各翼について示す。
１以上の好ましい実施形態を参照して、上記に本発明を説明したが、添付の請求項に定義する本発明の範囲から逸脱することなく、様々な変更または修正をなすことができることが理解されるであろう。
【００４８】
特に、当業者は、嵌め込みパネルの目的が、火炎または破片の進入を防止するのではなく、そのような可動高揚力装置に伴う横方向間隙を通る気流を防ぐことにより、空力の改良をもたらすことであってよいということを理解するであろう。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【外国語明細書】
2014101110000001.pdf