JP2004524520A - エアデータセンサ - Google Patents
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Abstract
機体の表面に接着して適合するフレキシブル基板、コンフォーマブル層、および、基板とカバー層の間の気圧を検知するための比較的薄いエアデータセンサを有する、４０ノット未満の対気速度で移動する機体の表面に隣接した外気環境に関するデータを獲得するためのエアデータセンサ・アセンブリである。このアセンブリはまた、光ファイバ通信リンク、バッテリ、データ獲得サブシステムおよびフレキシブル・プリント回路も含み、すべてを基板とカバー層の間に含む。カバー層はポリマー膜で形成される。
Description
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エアボーン車両計装の分野に関し、より詳細には、航空構造のエアフォイルなど、機体構造に隣接した１つまたは複数の外気パラメータを測定するためのセンサに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空コミュニティは、計器飛行の出現以来、外気パラメータ測定を必要としてきた。しかし、従来技術のセンサ技術は通常、十分な分解能を実用的なフォームファクタで、４０ノット未満の対気速度に関連付けられた動圧の測定のための手頃なコストで提供することができなかった。このため、ヘリコプターおよびＶ／ＳＴＯＬ（垂直短距離離着陸）航空機は、レーダおよびレーザ光学系など、アクティブセンシング技術を使用し、結果として複雑さおよびコストが増し、信頼性に伴う問題があった。加えて、従来技術のエアデータセンサは特徴として、それらが取り付けられた機体部材に関して突起（突出）形状を有した。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明は、過酷な環境において極端な温度で、動圧にかかわらず温度および圧力を高い分解能で測定すると同時に、それが取り付けられる空力構造と統合されるかあるいはそれに適合する流線型の形状を有することができる装置を提供することによって、このような従来技術の欠点を克服する。本明細書では、エアボーン車両および航空構造は、航空機（固定翼か回転翼かにかかわらず）、スペースクラフト、自家動力および動力なしの発射体（ミサイルおよび砲弾など）および気体流体推進機構（ターボ機構、ジェットエンジン、ロケットエンジンなど）など、その空中の周囲で実施することができ、あるいはその空中を通過するように意図される、空中の移動のために意図されたいずれかの装置を意味する。流体力学的（すなわち、液体流体）ならびに空力的／気体流体を含むことは本発明の範囲内であることを理解されたい。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００４】
このとき図面、特に図１および２を参照して、Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙによって製造されたＡＶ−８Ｂ Ｈａｒｒｉｅｒ Ｖ／ＳＴＯＬタイプの航空機１０を示す。また、このとき図３も参照して、本発明を、航空機１０の翼１４の一部の上の比較的薄いパッチ１２または層として示す。本発明は、航空機、ロケットおよびミサイル、および発射体など、様々なエアボーン車両と関連して有用であることを理解されたい。このような車両を有人または無人にすることができる。Ｈａｒｒｉｅｒ航空機は、それが離陸および着陸中に４０ノット未満の対気速度で動作する限りは、１つの例示または応用例として使用される。本発明の流線型の態様は、抗力および乱流を低減するためにより高い対気速度で有用である。
【０００５】
このとき特に図４を参照すると、エアデータセンサ・アセンブリ１２の断面図を見ることができる。この図では、アセンブリ１２が翼１４の一部１６に接着層１８を介して結合されている。圧力センサ２０はアセンブリ１２内に位置する。データ獲得回路２２およびバッテリ２４もアセンブリ１２内に位置することが好ましい。センサ２０、回路２２およびバッテリ２４が、フレキシブル・プリント回路層２６を介して機械的かつ電気的に相互接続される。バッテリ２４は、２分の１ミルの厚さのポリマー充電式リチウムバッテリであることが好ましく、これは２０００ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｐａｒｋｗａｙ，Ｎｅｗａｒｋ，ＮＹ １４５１３の住所のＵｌｔｒａｌｉｆｅ Ｂａｔｔｅｒｙ，Ｉｎｃ．から、部品番号ＥＬ２７として入手可能である。
【０００６】
図５のように、本発明の好ましい実施形態では、センサ２０など、センサのアレイまたは複数のセンサ２６がフルオロポリマー層３４の下で同じ場所に配置され、合計の厚さが６〜１０ミルとなる。このようなセンサを温度および圧力センサ、または望まれるような他のエアデータセンサにすることができる。温度は気圧読み取りを訂正するために必要であることを理解されたい。絶対圧トランスデューサの一例は、米国特許第５，８０８，２１０号で開示されている。
【０００７】
センサはデータを、光ファイバ層２８における光ファイバのネットワークを介して、電子データ整理および処理ブロック３０（図５および７を参照）へ提供する。光ファイバ層２８を使用して、電力をセンサ２０に提供することもできる。共振型統合微構造センサに、マイクロビーム構造に位置する埋め込みフォトダイオードによって、光学的にエネルギーを与えることができる。入射光線がセンサに、光ファイバおよびコリメート・グレーデッド・インデックス・レンズを介して結合されるので、フォトダイオードは「エタロン効果」を確立し、マイクロビームを共振モードの動作に励起させる。このようなセンサのための光検知および駆動についての動作の原理は、米国特許第５，８０８，２１０号で提示されている。
【０００８】
層２８における光ファイバを集め、標準光ファイバケーブルコネクタにおいて終端処理することができる。光ファイバケーブルコネクタがブロック３０で、ユニバーサル信号コンディショナおよびリモート入力／出力ユニットに接続される。ブロック３０は光信号を気温および気圧信号に変換し、これらがエアデータ計算ブロック３２によって使用されて、周知の技術に従って圧力および温度から高度および対気速度が計算される。
【０００９】
本発明を使用して、飛行機の翼などの空力面またはタービンエンジンなどのターボ内部機構における境界層流量を特徴付けるための、最小侵入圧力測定器を提供することができる。それが取り付けられる表面の形状に近く適合することによって、検知中である境界層における流量特性における影響が最小限または無視できる程度にもなる。
【００１０】
本発明の実施では、エアデータセンサ（気圧センサ２０など）、データ通信ネットワーク（層２８内）、データ獲得回路２２および機械的支持がすべて単一の超低プロファイル適合パッケージ１２において結合される。パッケージまたはパッチ１２は環境保護のためのコンフォーマル層３４を含み、これは複数のポートまたは開口３６を含む。層３４はフルオロポリマー膜であることが好ましく、これはＳｔ．Ｐａｕｌ，Ｍｉｎｎｅｓｏｔａの３Ｍ Ｃｏｍｐａｎｙによって製品番号５００で、厚さ３．５から１０ミルの航空機塗料交換膜として製造されたものなどである。保護カバーを設けることに加えて、膜３４は、以下に記載する方法でシステムのコンポーネントを取り付けるためのフレキシブル層としての機能を果たす。
【００１１】
このとき再度図４を参照すると、計器パッケージ１２は機体表面３８に接着して結合されることが好ましい。接着層４０は好ましくは、市販のアクリレート加工において約１．５ミルの厚さに形成された粘着剤の形であり、最初にバッキングまたは解除層（図示せず）を有し、これが表面３８上への設置の直前に除去される。エアデータセンサ２０、データ獲得回路２２およびコンフォーマル充電式バッテリ２４がすべて膜３４上に取り付けられることが好ましく、これは最終的には計器パッケージ１２のためのコンフォーマブル・カバー層を形成する。１つまたは複数のセンサ２０（圧力センサおよび温度センサを含むことができる）、回路２２およびバッテリ２４がそれぞれカバー層３４に電気的かつ機械的に接続されることを理解されたい。コンフォーマブル・アセンブリ１２は好ましくは約６〜１０ミルの厚さであり、層３４はフレキシブル・プリント回路のためのベースとしての機能を果たし、環境を保護するものとなることに加えて、電気的相互接続および機械的軽減支持を提供する。層２４上のフレキシブル・プリント回路は好ましくは１ミル厚さのポリマー厚膜４１であり、ステンシル、スクリーン印刷またはインクジェット処理技術を使用して層２４上に付着される。電気的コンポーネントおよび圧力センサは好ましくは、ソルダーバンプ４２を利用した従来の表面取り付け技術を使用して、フレキシブル・プリント回路に相互接続される。追加の機械的支持を提供することができ、これは約０．５ミルの厚さのエポキシ樹脂コーティング化合物の層４４を追加してセンサ２０および関連するコンポーネントを結合して、ポリマー膜層４１およびカバー層３４を層状にすることによって行う。
【００１２】
光ファイバ層２８は、好ましくは約２００ミクロンの厚さのポリイミドで形成されたフレキシブル基板であり、センサ２０とデータ獲得回路２２の間の、かつ光ファイバから導波路カプラ４６への光相互接続を提供するためのものであり、導波路カプラ４６は、計器パッケージ１２を高温データプロセッサ３２（図５を参照）に接続するマルチモード光ファイバケーブル５０のためのストレインリリーフ４８を有する。光ファイバ相互接続の使用により、影響を局所的処理範囲のみに制限することによって電磁妨害のイミュニティが高まる。データ獲得回路２２は光信号を、さらに処理するために１つまたは複数の（好ましくはデジタルの）電気信号に変換することを理解されたい。
【００１３】
このとき図８、９および１０を参照すると、圧力を検知するためのエアデータセンサ２０についての一実施形態のある態様が見られる。図８および９では、共振マイクロビーム・センサ・アセンブリ６０が例示される。図８はセンサ・アセンブリ６０の部分切り取り図であり、これは、真空空洞エンクロージャ６４、駆動電極６６、マイクロビーム６８およびセンサ抵抗器７０を有する片持ち梁取り付けアーム６２を有する。図９に例示するように、片持ち梁取り付けアーム６２が、加えられた力７４によって距離７２だけ偏向されるとき、共振するマイクロビーム６８は結果として軸方向の力が増すようになり、これを矢印７６によって示す。
【００１４】
図１０は、アセンブリ６０についてのゲインおよび位相反応を示す。力７４が加えられるにつれて、共振周波数および位相シフトが起こる周波数が変化し、加えられた力が増すと共に周波数が増す。ポート３６で検知された気圧の変化が結果として、アーム６２に加えられた力７４における変化を生じ、これが、共振するマイクロビーム６８の応答特性８２の横座標または水平軸８０に沿った共振周波数７８におけるシフトとして検出される。
【００１５】
計器パッケージ１２は、フレキシブル・プリント回路４１をカバー層または膜４２の上に作成し、その後にはんだ接続４２を介してコンポーネント２０、２２および２４が電気的に接続されることによって、製造される。エポキシ層またはコーティング４４が加えられて、コンポーネント２０、２２および２４に隣接した空間が満たされ、光ファイバ相互接続層２８がカプラ４６と共にこれらのコンポーネントおよびエポキシ層に取り付けられる。カプラ４６および粘着層４０をフレキシブル基板層２８に、パッケージ１２の残りへのアセンブリの前または後に、取り付けることができる。
【００１６】
このとき図１１を参照すると、本発明の実施において有用な光ファイバインターフェイスまたはカプラ４６の拡大図が見られる。光ファイバケーブル５０が屈折率分布レンズ５４内のストレインリリーフ４８において受けられ、これが、シリコンチップサブシステム５８内の光導波路またはエッチング加工空洞５６に光学的に結合される。入射光線を矢印５２によって示す。
【００１７】
このとき図１２を参照すると、本発明の実施において有用なマイクロビーム温度センサ９０の簡易図が見られる。気圧読み取りの訂正を提供するための気温の測定を、追加の共振型統合微構造センサ９０をエアデータセンサシステムに組み込むことによって実施することができる。共振マイクロビーム温度検知は、米国特許第５，７７２，３２２号から知られている。温度センサ９０のための構造は、スパッタリング加工または同等の半導体方法を介して、バルクシリコン片持ち梁９６の片側９４に加えられた金または白金などの貴金属の適合金属化層９２を含む。２つの異なる層の熱膨張の係数が、片持ち梁９６の機械的な堅さを、梁９６がさらされる温度に従って変化させる。エアデータおよび温度センサ９０は好ましくは、共通のシリカ基板９８上で互いに隣接して位置する２つの能動素子のアレイとしてパッケージされる。梁９６はまた、共振型統合微構造１００を担持することも好ましい。能動素子が、コンフォーマル・センサ・パッケージ１２の端部の気圧光ファイバ５０と同じ場所に位置するさらなる光ファイバ（図示せず）によって問い合わせされる。共振マイクロビーム・センサ技術の静的補償は米国特許第５，４５８，０００号で開示されている。
【００１８】
実際には、本発明の計器パッケージ１２を、解除層が取り付けられた、巻いた形で、パッケージ１２を機体部材上に設置することが望ましくなるまで製造かつ格納することができ、このときにパッケージおよび解除層が解かれ、解除層が除去され、パッケージまたはパッチ１２に手で、エアデータが取られるところに隣接した表面への圧力が加えられる。ケーブル５０が好ましくは従来の光ファイバケーブルコネクタを介してデータ処理機器（図示せず）に接続されて、パッチ１２が取り付けられる表面に隣接した境界層についてのエアデータが得られる。計器パッケージ１２の全体の厚さは、約１０ミルまたは０．０２５４ｃｍ（０．０１０インチ）の厚さである。
【００１９】
本発明は、その詳細のすべてに限定されるように解釈されるべきでなく、その修正および変形形態を、本発明の精神または範囲から逸脱することなく行うことができる。たとえば、本発明を、タービンエンジンの内面または流線型の気流を要する他の構造において利益を与えるように使用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の実施において有用なＡＶ−８Ｂ Ｈａｒｒｉｅｒ ＩＩ航空機の下、前方および右側の斜視図である。
【図２】図１に類似の図であり、ただし、航空機の翼の上面における本発明の応用例を例示するための上方、やや機尾および右側の図である。
【図３】本発明の応用例を示す翼の簡易拡大部分斜視図である。
【図４】図２および３に示すように翼上に設置されるように見える、本発明の断面図である。
【図５】本発明の実施において有用なシステム相互接続の簡易ブロック図である。
【図６】本発明のエアデータセンサのアレイを搬送する翼など、機体構造の側面図である。
【図７】図５に示すものに類似したデータ整理および処理ブロックに接続された、図６のアレイの簡易ブロック図である。
【図８】本発明の実施において有用な共振マイクロビーム・センサの簡易斜視図である。
【図９】図８のセンサの弛緩状態および偏向状態の側面図である。
【図１０】図８および９に示すセンサのゲインおよび位相反応対周波数のプロット図である。
【図１１】本発明の実施において有用な光ファイバインターフェイスの拡大図である。
【図１２】本発明の実施において有用な温度センサを例示するための、片持ちのマイクロビームの断面図である。
【０００１】
本発明は、エアボーン車両計装の分野に関し、より詳細には、航空構造のエアフォイルなど、機体構造に隣接した１つまたは複数の外気パラメータを測定するためのセンサに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空コミュニティは、計器飛行の出現以来、外気パラメータ測定を必要としてきた。しかし、従来技術のセンサ技術は通常、十分な分解能を実用的なフォームファクタで、４０ノット未満の対気速度に関連付けられた動圧の測定のための手頃なコストで提供することができなかった。このため、ヘリコプターおよびＶ／ＳＴＯＬ（垂直短距離離着陸）航空機は、レーダおよびレーザ光学系など、アクティブセンシング技術を使用し、結果として複雑さおよびコストが増し、信頼性に伴う問題があった。加えて、従来技術のエアデータセンサは特徴として、それらが取り付けられた機体部材に関して突起（突出）形状を有した。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明は、過酷な環境において極端な温度で、動圧にかかわらず温度および圧力を高い分解能で測定すると同時に、それが取り付けられる空力構造と統合されるかあるいはそれに適合する流線型の形状を有することができる装置を提供することによって、このような従来技術の欠点を克服する。本明細書では、エアボーン車両および航空構造は、航空機（固定翼か回転翼かにかかわらず）、スペースクラフト、自家動力および動力なしの発射体（ミサイルおよび砲弾など）および気体流体推進機構（ターボ機構、ジェットエンジン、ロケットエンジンなど）など、その空中の周囲で実施することができ、あるいはその空中を通過するように意図される、空中の移動のために意図されたいずれかの装置を意味する。流体力学的（すなわち、液体流体）ならびに空力的／気体流体を含むことは本発明の範囲内であることを理解されたい。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００４】
このとき図面、特に図１および２を参照して、Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙによって製造されたＡＶ−８Ｂ Ｈａｒｒｉｅｒ Ｖ／ＳＴＯＬタイプの航空機１０を示す。また、このとき図３も参照して、本発明を、航空機１０の翼１４の一部の上の比較的薄いパッチ１２または層として示す。本発明は、航空機、ロケットおよびミサイル、および発射体など、様々なエアボーン車両と関連して有用であることを理解されたい。このような車両を有人または無人にすることができる。Ｈａｒｒｉｅｒ航空機は、それが離陸および着陸中に４０ノット未満の対気速度で動作する限りは、１つの例示または応用例として使用される。本発明の流線型の態様は、抗力および乱流を低減するためにより高い対気速度で有用である。
【０００５】
このとき特に図４を参照すると、エアデータセンサ・アセンブリ１２の断面図を見ることができる。この図では、アセンブリ１２が翼１４の一部１６に接着層１８を介して結合されている。圧力センサ２０はアセンブリ１２内に位置する。データ獲得回路２２およびバッテリ２４もアセンブリ１２内に位置することが好ましい。センサ２０、回路２２およびバッテリ２４が、フレキシブル・プリント回路層２６を介して機械的かつ電気的に相互接続される。バッテリ２４は、２分の１ミルの厚さのポリマー充電式リチウムバッテリであることが好ましく、これは２０００ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｐａｒｋｗａｙ，Ｎｅｗａｒｋ，ＮＹ １４５１３の住所のＵｌｔｒａｌｉｆｅ Ｂａｔｔｅｒｙ，Ｉｎｃ．から、部品番号ＥＬ２７として入手可能である。
【０００６】
図５のように、本発明の好ましい実施形態では、センサ２０など、センサのアレイまたは複数のセンサ２６がフルオロポリマー層３４の下で同じ場所に配置され、合計の厚さが６〜１０ミルとなる。このようなセンサを温度および圧力センサ、または望まれるような他のエアデータセンサにすることができる。温度は気圧読み取りを訂正するために必要であることを理解されたい。絶対圧トランスデューサの一例は、米国特許第５，８０８，２１０号で開示されている。
【０００７】
センサはデータを、光ファイバ層２８における光ファイバのネットワークを介して、電子データ整理および処理ブロック３０（図５および７を参照）へ提供する。光ファイバ層２８を使用して、電力をセンサ２０に提供することもできる。共振型統合微構造センサに、マイクロビーム構造に位置する埋め込みフォトダイオードによって、光学的にエネルギーを与えることができる。入射光線がセンサに、光ファイバおよびコリメート・グレーデッド・インデックス・レンズを介して結合されるので、フォトダイオードは「エタロン効果」を確立し、マイクロビームを共振モードの動作に励起させる。このようなセンサのための光検知および駆動についての動作の原理は、米国特許第５，８０８，２１０号で提示されている。
【０００８】
層２８における光ファイバを集め、標準光ファイバケーブルコネクタにおいて終端処理することができる。光ファイバケーブルコネクタがブロック３０で、ユニバーサル信号コンディショナおよびリモート入力／出力ユニットに接続される。ブロック３０は光信号を気温および気圧信号に変換し、これらがエアデータ計算ブロック３２によって使用されて、周知の技術に従って圧力および温度から高度および対気速度が計算される。
【０００９】
本発明を使用して、飛行機の翼などの空力面またはタービンエンジンなどのターボ内部機構における境界層流量を特徴付けるための、最小侵入圧力測定器を提供することができる。それが取り付けられる表面の形状に近く適合することによって、検知中である境界層における流量特性における影響が最小限または無視できる程度にもなる。
【００１０】
本発明の実施では、エアデータセンサ（気圧センサ２０など）、データ通信ネットワーク（層２８内）、データ獲得回路２２および機械的支持がすべて単一の超低プロファイル適合パッケージ１２において結合される。パッケージまたはパッチ１２は環境保護のためのコンフォーマル層３４を含み、これは複数のポートまたは開口３６を含む。層３４はフルオロポリマー膜であることが好ましく、これはＳｔ．Ｐａｕｌ，Ｍｉｎｎｅｓｏｔａの３Ｍ Ｃｏｍｐａｎｙによって製品番号５００で、厚さ３．５から１０ミルの航空機塗料交換膜として製造されたものなどである。保護カバーを設けることに加えて、膜３４は、以下に記載する方法でシステムのコンポーネントを取り付けるためのフレキシブル層としての機能を果たす。
【００１１】
このとき再度図４を参照すると、計器パッケージ１２は機体表面３８に接着して結合されることが好ましい。接着層４０は好ましくは、市販のアクリレート加工において約１．５ミルの厚さに形成された粘着剤の形であり、最初にバッキングまたは解除層（図示せず）を有し、これが表面３８上への設置の直前に除去される。エアデータセンサ２０、データ獲得回路２２およびコンフォーマル充電式バッテリ２４がすべて膜３４上に取り付けられることが好ましく、これは最終的には計器パッケージ１２のためのコンフォーマブル・カバー層を形成する。１つまたは複数のセンサ２０（圧力センサおよび温度センサを含むことができる）、回路２２およびバッテリ２４がそれぞれカバー層３４に電気的かつ機械的に接続されることを理解されたい。コンフォーマブル・アセンブリ１２は好ましくは約６〜１０ミルの厚さであり、層３４はフレキシブル・プリント回路のためのベースとしての機能を果たし、環境を保護するものとなることに加えて、電気的相互接続および機械的軽減支持を提供する。層２４上のフレキシブル・プリント回路は好ましくは１ミル厚さのポリマー厚膜４１であり、ステンシル、スクリーン印刷またはインクジェット処理技術を使用して層２４上に付着される。電気的コンポーネントおよび圧力センサは好ましくは、ソルダーバンプ４２を利用した従来の表面取り付け技術を使用して、フレキシブル・プリント回路に相互接続される。追加の機械的支持を提供することができ、これは約０．５ミルの厚さのエポキシ樹脂コーティング化合物の層４４を追加してセンサ２０および関連するコンポーネントを結合して、ポリマー膜層４１およびカバー層３４を層状にすることによって行う。
【００１２】
光ファイバ層２８は、好ましくは約２００ミクロンの厚さのポリイミドで形成されたフレキシブル基板であり、センサ２０とデータ獲得回路２２の間の、かつ光ファイバから導波路カプラ４６への光相互接続を提供するためのものであり、導波路カプラ４６は、計器パッケージ１２を高温データプロセッサ３２（図５を参照）に接続するマルチモード光ファイバケーブル５０のためのストレインリリーフ４８を有する。光ファイバ相互接続の使用により、影響を局所的処理範囲のみに制限することによって電磁妨害のイミュニティが高まる。データ獲得回路２２は光信号を、さらに処理するために１つまたは複数の（好ましくはデジタルの）電気信号に変換することを理解されたい。
【００１３】
このとき図８、９および１０を参照すると、圧力を検知するためのエアデータセンサ２０についての一実施形態のある態様が見られる。図８および９では、共振マイクロビーム・センサ・アセンブリ６０が例示される。図８はセンサ・アセンブリ６０の部分切り取り図であり、これは、真空空洞エンクロージャ６４、駆動電極６６、マイクロビーム６８およびセンサ抵抗器７０を有する片持ち梁取り付けアーム６２を有する。図９に例示するように、片持ち梁取り付けアーム６２が、加えられた力７４によって距離７２だけ偏向されるとき、共振するマイクロビーム６８は結果として軸方向の力が増すようになり、これを矢印７６によって示す。
【００１４】
図１０は、アセンブリ６０についてのゲインおよび位相反応を示す。力７４が加えられるにつれて、共振周波数および位相シフトが起こる周波数が変化し、加えられた力が増すと共に周波数が増す。ポート３６で検知された気圧の変化が結果として、アーム６２に加えられた力７４における変化を生じ、これが、共振するマイクロビーム６８の応答特性８２の横座標または水平軸８０に沿った共振周波数７８におけるシフトとして検出される。
【００１５】
計器パッケージ１２は、フレキシブル・プリント回路４１をカバー層または膜４２の上に作成し、その後にはんだ接続４２を介してコンポーネント２０、２２および２４が電気的に接続されることによって、製造される。エポキシ層またはコーティング４４が加えられて、コンポーネント２０、２２および２４に隣接した空間が満たされ、光ファイバ相互接続層２８がカプラ４６と共にこれらのコンポーネントおよびエポキシ層に取り付けられる。カプラ４６および粘着層４０をフレキシブル基板層２８に、パッケージ１２の残りへのアセンブリの前または後に、取り付けることができる。
【００１６】
このとき図１１を参照すると、本発明の実施において有用な光ファイバインターフェイスまたはカプラ４６の拡大図が見られる。光ファイバケーブル５０が屈折率分布レンズ５４内のストレインリリーフ４８において受けられ、これが、シリコンチップサブシステム５８内の光導波路またはエッチング加工空洞５６に光学的に結合される。入射光線を矢印５２によって示す。
【００１７】
このとき図１２を参照すると、本発明の実施において有用なマイクロビーム温度センサ９０の簡易図が見られる。気圧読み取りの訂正を提供するための気温の測定を、追加の共振型統合微構造センサ９０をエアデータセンサシステムに組み込むことによって実施することができる。共振マイクロビーム温度検知は、米国特許第５，７７２，３２２号から知られている。温度センサ９０のための構造は、スパッタリング加工または同等の半導体方法を介して、バルクシリコン片持ち梁９６の片側９４に加えられた金または白金などの貴金属の適合金属化層９２を含む。２つの異なる層の熱膨張の係数が、片持ち梁９６の機械的な堅さを、梁９６がさらされる温度に従って変化させる。エアデータおよび温度センサ９０は好ましくは、共通のシリカ基板９８上で互いに隣接して位置する２つの能動素子のアレイとしてパッケージされる。梁９６はまた、共振型統合微構造１００を担持することも好ましい。能動素子が、コンフォーマル・センサ・パッケージ１２の端部の気圧光ファイバ５０と同じ場所に位置するさらなる光ファイバ（図示せず）によって問い合わせされる。共振マイクロビーム・センサ技術の静的補償は米国特許第５，４５８，０００号で開示されている。
【００１８】
実際には、本発明の計器パッケージ１２を、解除層が取り付けられた、巻いた形で、パッケージ１２を機体部材上に設置することが望ましくなるまで製造かつ格納することができ、このときにパッケージおよび解除層が解かれ、解除層が除去され、パッケージまたはパッチ１２に手で、エアデータが取られるところに隣接した表面への圧力が加えられる。ケーブル５０が好ましくは従来の光ファイバケーブルコネクタを介してデータ処理機器（図示せず）に接続されて、パッチ１２が取り付けられる表面に隣接した境界層についてのエアデータが得られる。計器パッケージ１２の全体の厚さは、約１０ミルまたは０．０２５４ｃｍ（０．０１０インチ）の厚さである。
【００１９】
本発明は、その詳細のすべてに限定されるように解釈されるべきでなく、その修正および変形形態を、本発明の精神または範囲から逸脱することなく行うことができる。たとえば、本発明を、タービンエンジンの内面または流線型の気流を要する他の構造において利益を与えるように使用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の実施において有用なＡＶ−８Ｂ Ｈａｒｒｉｅｒ ＩＩ航空機の下、前方および右側の斜視図である。
【図２】図１に類似の図であり、ただし、航空機の翼の上面における本発明の応用例を例示するための上方、やや機尾および右側の図である。
【図３】本発明の応用例を示す翼の簡易拡大部分斜視図である。
【図４】図２および３に示すように翼上に設置されるように見える、本発明の断面図である。
【図５】本発明の実施において有用なシステム相互接続の簡易ブロック図である。
【図６】本発明のエアデータセンサのアレイを搬送する翼など、機体構造の側面図である。
【図７】図５に示すものに類似したデータ整理および処理ブロックに接続された、図６のアレイの簡易ブロック図である。
【図８】本発明の実施において有用な共振マイクロビーム・センサの簡易斜視図である。
【図９】図８のセンサの弛緩状態および偏向状態の側面図である。
【図１０】図８および９に示すセンサのゲインおよび位相反応対周波数のプロット図である。
【図１１】本発明の実施において有用な光ファイバインターフェイスの拡大図である。
【図１２】本発明の実施において有用な温度センサを例示するための、片持ちのマイクロビームの断面図である。
Claims (18)
- 低い対気速度パラメータを検知するためのコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリであって、
ａ．フレキシブル基板と、
ｂ．コンフォーマブル・カバー層と、
ｃ．フレキシブル基板とコンフォーマブル・カバー層の間に位置し、アセンブリがエアボーン車両の表面にコンフォーマブルに固定されるとき、コンフォーマブル・カバー層に隣接した低い対気速度パラメータを検知するためのアセンブリを形成する、比較的薄いエアデータセンサとを含む、コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリ。 - センサがコンフォーマブル・カバー層に固定される、請求項１に記載のアセンブリ。
- コンフォーマブル・カバー層はポリマー材料を含む、請求項１に記載のアセンブリ。
- 基板、カバー層およびエアデータセンサを合わせた厚さは約０．０２５４ｃｍ（０．０１０インチ）である、請求項１に記載のアセンブリ。
- ｄ．隣接したエアデータが望まれる構造の表面にアセンブリを接着させるためのフレキシブル基板に固定された接着層をさらに含む、請求項１に記載のアセンブリ。
- カバー層はさらに、エアデータセンサに電気的に接続されたフレキシブル・プリント回路をさらに含む、請求項１に記載のアセンブリ。
- エアデータセンサはさらに気圧センサを含む、請求項１に記載のアセンブリ。
- エアデータセンサ・アセンブリであって、
ａ．約４０ノット未満の対気速度に関連付けられた表面の動圧の検出のために空力面上に取り付けられたアセンブリ内に位置するエアデータセンサのアレイと、
ｂ．ポリマー材料で形成された保護カバー層と、
ｃ．アセンブリ内に位置するデータ獲得回路と、
ｄ．データ獲得回路とアレイにおける各エアデータセンサの間の相互接続パスを形成するフレキシブル基板とを含む、エアデータセンサ・アセンブリ。 - 空力面は前縁を有し、少なくともいくつかのエアデータセンサは空力面の前縁の領域に位置する、請求項８に記載のエアデータセンサ・アセンブリ。
- 少なくとも１つのエアデータセンサは、気圧の変化に応答して共振周波数シフトを有する共振マイクロビームを含む、請求項８に記載のエアデータセンサ・アセンブリ。
- エアデータセンサ・アセンブリを製造する方法であって、
ａ．フレキシブル・プリント回路をポリマー膜上に形成し、少なくとも１つの開口を膜およびフレキシブル・プリント回路において有するステップと、
ｂ．開口に隣接し、かつそれと流動的に通信するフレキシブル回路に、比較的薄いエアデータセンサを取り付けるステップと、
ｃ．接着層を有するフレキシブル基板をエアデータセンサおよびフレキシブル・プリント回路に取り付けるステップとを含み、結果として、
ポリマー膜に隣接した空気におけるエアパラメータを、開口を介してエアデータセンサを使用して検知するためのコンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリを生じる方法。 - ステップａおよびｃの間にさらに、
ｂ１．データ獲得回路をフレキシブル・プリント回路に取り付ける追加のステップｂ１を含む、請求項１１に記載の方法。 - ステップｃはさらに、光相互接続をエアデータセンサとデータ獲得回路の間に提供するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
- エアボーン車両に隣接した外気データを検知する方法であって、
ａ．フレキシブル基板の外面上に位置する接着剤により、コンフォーマブル・カバー層とフレキシブル基板の間に位置する少なくとも１つの比較的薄いエアデータセンサを有する、コンフォーマブル・エアデータセンサ・アセンブリを形成するステップであって、カバー層は少なくとも１つの開口をその中に有し、アセンブリはエアデータを表す信号を提供するための出力を有するステップと、
ｂ．センサ・アセンブリを航空車両の表面に、フレキシブル基板上の接着剤を使用して接着かつ適合させ、アセンブリの出力をエアデータ計算装置に接続するステップと、
ｃ．エアデータセンサ・アセンブリの出力を、アセンブリが取り付けられる表面の気流特性への実質的な干渉なしに、開口に隣接した外気状態に関連付けられたエアデータを表す信号について監視するステップとを含む方法。 - ステップａおよびｂの間にさらに、
ａ１．エアデータセンサ・アセンブリを巻いた形で、複数の他のエアデータセンサ・アセンブリと共に格納し、解除層が接着剤に取り付けられて、巻いた形にある間にエアデータセンサ・アセンブリの隣接した層に接着剤が接着することを防止する追加のステップａ１を含む、請求項１４に記載の方法。 - ステップａ１およびｂの間にさらに、
ａ２．１つのエアデータセンサ・アセンブリを隣接したエアデータセンサ・アセンブリから引き離し、解除層をフレキシブル基板上の接着剤から除去する追加のステップａ２を含む、請求項１５に記載の方法。 - エアデータセンサ・アセンブリは、カバー層における開口に隣接した外気圧を表す信号を提供するための共振マイクロビーム気圧センサを含む、請求項１４に記載の方法。
- 外気圧における変化は結果として共振マイクロビームの共振周波数におけるシフトを生じ、外気圧を表す信号における変化を引き起こす、請求項１７に記載の方法。
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