JP2013227015A - 飛行操縦翼面の形状記憶合金の起動システム - Google Patents

Abstract

【課題】小さい翼弦の操縦翼面を操作するための設置面積が小さいヒンジ線アクチュエータシステムを提供する。
【解決手段】航空機制御システムは、空力構造体２６と、展開可能な操縦翼面３８と空力構造体の間にヒンジ線を有するヒンジで空力構造体に結合した展開可能な操縦翼面を備える。反対方向に回転するように訓練され、各々接地端部２４、３４及び回転端部２８、３６を有する第１及び第２形状記憶合金（ＳＭＡ）管は、相互に直列に結合している。第１管の回転端部は、第２管の接地端部に結合している。第１及び第２ＳＭＡ管はさらに、空力構造体と展開可能な操縦翼面の間に結合している。各管は他の管に対して回転可能であり、また、展開可能な操縦翼面が空力構造体に対して第１方向に偏向した第１位置と、第２方向に偏向した第２位置との間のヒンジ線に沿って空力構造体及び展開可能な操縦翼面のうちの少なくとも一つに対して回転可能である。
【選択図】図２Ａ

Description

本発明の実施形態は概して、航空機の操縦翼面起動システムの分野に関し、さらに具体的には、直列接続された双方向形状記憶合金（ＳＭＡ）管を用いたヒンジ線回転アクチュエータに関するものである。

現代の航空機は様々な速さ及び高度で飛行し、これには航空機の揚力面の空力的な改良及び制御が必要となる。離陸及び着陸時の揚力要件に対する大きな変更点がなされたが、それは他の解決策の中から、従来の後縁フラップを使用して得られるものであった。しかしながら、巡航空力を最適化する、又は他の飛行形態の空力を最適化するためのさらなる調整は十分なされていない。現行の解決法は、後縁フラップを少しだけ広げて又は引き込んで、飛行の巡航中の抵抗を下げることによって、翼のキャンバーを修正するものである。エルロン又はフラップ等の現在の操縦翼面の後縁に位置する、又は空力性能の微調整のために正の角又は負の角に展開可能な剛性の翼型に位置する小さい翼弦の空力表面が用いられているが、上記のような小さい表面の起動システムは、所望のヒンジ線の断面が狭いために問題となる。通常の電気機械アクチュエータは、小さい翼弦表面に延在する機械的リンク機構で翼又は他の構造体のより厚みのある断面に装着する必要がある。これによりシステムは重量を増し、複雑になる。さらに、上記アクチュエータは、ヒンジ線に沿って直接動作できない直線ピストンを用いる。

したがって、上記のような小さい翼弦の操縦翼面を操作するための設置面積が小さいヒンジ線アクチュエータシステムを提供することが望ましい。

本明細書に開示された実施形態は、空力構造体と、展開可能な操縦翼面と空力構造体の間にヒンジ線を有するヒンジで空力構造体に結合した展開可能な操縦翼面とを備える航空機システムを提供する。反対方向に回転するように訓練され、各々接地端部と回転端部を有する第１及び第２の形状記憶合金（ＳＭＡ）管は相互に直列に結合している。第１管の回転端部は、第２管の接地端部に結合している。第１及び第２のＳＭＡ管はさらに、空力構造体と展開可能な操縦翼面の間に結合している。各管は他の管に対して回転可能であり、また展開可能な操縦翼面が空力構造体に対して第１方向に偏向している第１の位置と、展開可能な操縦翼面が空力構造体に対して第２方向に偏向している第２の位置との間のヒンジ線に沿って、空力構造体及び展開可能な操縦翼面のうちの少なくとも一つに対して回転可能である。

操縦翼面アクチュエータの例示の一実施形態では、ヒンジ線アクチュエータが、操縦翼面と空力構造体とを相互連結しているヒンジで軸方向に同心に装着されている。ヒンジ線アクチュエータは、第１端部において空力構造体に接続された第１ＳＭＡ管と、第１端部において第１ＳＭＡ管の第２端部に接続され、第２端部において操縦翼面に接続された第２ＳＭＡ管を組み込んでいる。第１ヒータは第１ＳＭＡ管に受容される。第１ＳＭＡ管は第１ヒータによって加熱されると第１方向に回転し、この結果、操縦翼面が第１方向に偏向する。第２ヒータは第２ＳＭＡ管に受容される。第２ＳＭＡ管は第２ヒータによって加熱されると第２方向に回転し、この結果、操縦翼面が第２方向に偏向する。コントローラは第１及び第２ヒータへの電力を制御するために、第１及び第２ヒータに操作可能に接続されている。

本明細書における実施形態は、操縦翼面を偏向させる方法を提供し、この方法においては、加熱されると第１方向に回転可能な第１ＳＭＡ管の接地部が空力構造体に接続されている。第１ＳＭＡ管の回転端部は、加熱されると第２方向に回転可能な第２ＳＭＡ管の接地部に接続されている。第２ＳＭＡ管の回転端部は操縦翼面に接続されている。操縦翼面の第１方向の所望の偏向が選択される。次に電力が第１ＳＭＡ管のヒータに供給され、この結果第１方向の偏向が起きる。次に、操縦翼面の第２方向の偏向が選択される。電力が第２ＳＭＡ管のヒータに供給され、この結果第２方向の偏向が起きる。

本発明は航空機システムに関し、航空機システムは、空力構造体と、展開可能な操縦翼面と空力構造体の間でヒンジ線を有するヒンジで空力構造体に結合した展開可能な操縦翼面と、反対の偏向方向に回転するように訓練された第１及び第２形状記憶合金（ＳＭＡ）管であって、各々接地端部と回転端部を有し、相互に直列に結合し、第１ＳＭＡ管の回転端部は第２ＳＭＡ管の接地端部に結合し、さらに空力構造体と展開可能な操縦翼面の間に結合しており、他の管に対してそれぞれ回転可能であり、また展開可能な操縦翼面が空力構造体に対して第１方向に偏向している第１位置と、展開可能な操縦翼面が空力構造体に対して第２方向に偏向している第２位置との間のヒンジ線に沿って空力構造体と展開可能な操縦制御面のうちの少なくとも一つに対してそれぞれ回転可能である第１及び第２形状記憶合金（ＳＭＡ）管を備える。航空機システムは、継ぎ手で接続された第１及び第２ＳＭＡ管を備える。航空機システムはさらに制御コンピュータを備え、第１ＳＭＡ管は第１ヒータを備え、第２ＳＭＡ管は第２ヒータを備え、前記第１及び第２ヒータは前記制御コンピュータによって供給された電力に対して応答性があり、前記第１ＳＭＡ管は第１ヒータからの加熱に応答して回転し、これにより、操縦翼面が第１方向へ偏向し、前記第２ＳＭＡ管は第２ヒータからの加熱に応答して回転し、これにより操縦翼面が第２方向へ偏向する。第１及び第２ヒータに供給される電力は、パルス幅変調（ＰＷＭ）交流電力である。

油圧ロッキングシステムが航空機システムに含まれてよい。油圧ロッキングシステムは、操縦翼面とトルク管を相互接続する少なくとも一つの制御リンクと、トルク管に接続されており、コマンドに応答して前記トルク管を解除可能にロックする少なくとも一つの油圧ロックを備える。航空機システムの油圧ロックは、入力軸とダンパー・クレビスを通してトルク管に接続されている。制御コンピュータを設置することができ、第１ＳＭＡ管は第１ヒータを備え、第２ＳＭＡ管は第２ヒータを備え、前記第１及び第２ヒータは、前記制御コンピュータによって供給される電力に対して応答性があり、前記第１ＳＭＡ管は、第１ヒータによる加熱に応答して回転し、これにより操縦翼面が第１方向に偏向し、前記第２ＳＭＡ管は、第２ヒータによる加熱に応答して回転し、操縦翼面が第２方向に偏向し、第１及び第２ＳＭＡ管のうちの一つが所望の位置に偏向した時に、制御コンピュータから油圧ロックに対し前記コマンドが発行される。

本発明は操縦翼面アクチュエータに関するものであり、操縦翼面アクチュエータは、操縦翼面と空力構造体を相互連結しているヒンジで軸方向に同心に装着されているヒンジ線アクチュエータであって、第１端部において空力構造体に接続された第１ＳＭＡ管と、第１端部において第１ＳＭＡ管の第２端部に接続され、第２端部において操縦翼面に接続された第２ＳＭＡ管と、第１ヒータによって加熱されると第１方向に回転し、この結果操縦翼面が第１方向へ偏向する第１ＳＭＡ管に受容される第１ヒータと、第２ヒータによって加熱されると第２方向に回転し、この結果操縦翼面が第２方向へ偏向する第２ＳＭＡ管に受容される第２ヒータとを組み込んだヒンジ線アクチュエータと、第１及び第２ヒータへの電力を制御するために第１及び第２ヒータに操作可能に接続されるコントローラを備える。第１及び第２ＳＭＡ管の回転は、第１及び第２ヒータに応答した温度上昇に比例して、完全なマルテンサイト組成物から完全なオーステナイト組成物までの範囲にわたって制御可能である。

第１方向の偏向は第１ＳＭＡ管の長さに依存し、第２方向の偏向の偏向範囲は第２ＳＭＡ管の長さに依存する。この結果、改善がもたらされる。第１及び第２ヒータに供給される電力は、動作を改善するためにパルス幅変調（ＰＷＭ）交流電力であってよい。

操縦翼面アクチュエータは、操縦翼面とトルク管を相互接続する少なくとも一つの制御リンクを有する油圧ロッキングシステムと、トルク管に接続され、コマンドに応答して前記トルク管を解除可能にロックする少なくとも一つの油圧ロックを備える。油圧ロックは入力軸及びダンパー・クレビスを通してトルク管に接続される。操縦翼面アクチュエータは、第１及び第２ＳＭＡ管のうちの一つが所望の方向に偏向した時に、コントローラによって油圧ロックに発行されるコマンドを含む。操縦翼面アクチュエータは、非ロック位置においてトルク管の振動を抑える油圧ロックを備えることができる。

本発明は、操縦翼面を起動させる方法を含み、この方法は、加熱されると第１方向に回転可能な第１ＳＭＡ管の接地部を空力構造体に接続し、第１ＳＭＡ管の回転端部を、加熱されると第２方向に回転可能な第２ＳＭＡ管の接地部に接続し、第２ＳＭＡ管の回転端部を操縦翼面に接続し、操縦翼面の第１方向の所望の偏向を選択し、第１ＳＭＡ管のヒータに電力を供給し、操縦翼面の第２方向の偏向を選択し、第２ＳＭＡ管のヒータへ電力を供給することを含む。本方法はまた、第１方向の所望の偏向が達成されたら、油圧ロックをロックし、第２方向の偏向を選択した後で、油圧ロックを解除し、第２方向の所望の偏向が達成されたら、油圧ロックをロックすることも含む。加えて、このプロセスは例えば、第１方向に所望の偏向が生じるように回転させるために第１ＳＭＡ管の所望の温度を決定し、所望の温度を確定するために、第１ＳＭＡ管の温度を監視し、第２方向に所望の偏向が生じるように回転させるために第２ＳＭＡ管の所望の温度を決定し、及び／又は所望の温度を確定するために、第２ＳＭＡ管の温度を監視する等のステップも含む。

このプロセスは、第１方向の追加の偏向を選択し、油圧ロックを解除し、第１方向に第２の所望の偏向が生じるように回転させるために、アクチュエータの第１ＳＭＡ管の温度を決定し、監視中の温度をさらに上昇させるために第１ＳＭＡ管のヒータに追加の電力を供給し、所望の追加の偏向が達成されたら、油圧ロックをロックすることを含む。本方法はまた、第２方向の追加の偏向を選択し、油圧ロックを解除し、第２方向に第２の所望の偏向が生じるように回転させるために、アクチュエータの第２ＳＭＡ管の温度を決定し、監視中の温度をさらに上昇させるために第２ＳＭＡ管のヒータに追加の電力を供給し、所望の追加の偏向が達成されたら、油圧ロックをロックすることも含むことができる。これらの各ステップにより、操縦翼面の起動の効率性又は性能が改善する。

既に説明した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態で独立に実現することが可能である。また以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が説明される、別の実施形態で組み合わせることが可能である。

本明細書に開示した実施形態を使用することができる例示の航空機の等角投影図である。 翼の後縁チップ偏向システムを応用した例示のゾーンを示す航空機の翼の上面図である。 多様な偏向角度への展開を示す、ある操縦翼面の側面断面図である。 明確に示すために横寸法を拡大した直列接続ＳＭＡ管の例示の概略実施形態の上面断面図である。 図２Ａにおいて構成されたＳＭＡ管の一例示の実施形態の上面図である。 図２Ｂに示す実施形態の線２Ｃ−２Ｃに沿って切り取った側面断面図である。 管のスプライン結合された端部の一例を示す詳細投影図である。 ヒンジ線操縦翼面起動システムに設置するように構成された図２の実施形態の斜視図である。 図４に示す実施形態の設置を示す、上部外板のない操縦翼面の断面の斜視図である。 図５の線６Ａ−６Ａに沿って示す操縦翼面とＳＭＡアクチュエータの側面断面図である。 図５の線６Ｂ−６Ｂに沿って示す操縦翼面とＳＭＡアクチュエータの側面断面図である。 図５の線６Ｃ−６Ｃに沿って示す操縦翼面とＳＭＡアクチュエータの側面断面図である。 油圧ダンパー及びロッキングシステムの設置を示す、上部外板のない操縦翼面断面の機内の斜視図である。 油圧ダンパー及びロッキングシステムの設置を示す、上部外板のない操縦翼面断面の機外の図である。 トルク管アセンブリ及び駆動リンクの詳細を含む、油圧ダンパー及びロッキングシステムの設置を示す、見やすくするためにすべての外板を取り除いた操縦翼面の構造体の底面の機内斜視図である。 トルク管アセンブリ及び駆動リンクの詳細を含む、油圧ダンパー及びロッキングシステムの設置を示す、見やすくするためにすべての外板を取り除いた操縦翼面の構造体の底面の機外斜視図である。 油圧ダンパー及びロックの詳細斜視図である。 ＳＭＡアクチュエータ及び油圧ロッキングシステムの制御システムの概略ブロック図である。 図１０Ａの制御システムのセンサシステムの概略ブロック図である。 操縦翼面を展開させるアクチュエータの動作のフロー図である。

本明細書に開示された実施形態は、形状記憶合金（ＳＭＡ）技術を使用して飛行操縦翼面の起動システムを提供するものである。起動システムは、ＳＭＡ管を加熱し、管の固体相変化を起こさせることによってトルク及び変位を発生させる。起動システムは、第１方向に偏向が生じるように回転する第１管のアウトプットが、第１方向とは反対側の第２方向に偏向が生じるように回転する第２管の接地部に取り付けられており、引込み管のアウトプットが、フラップ又は他のエーロフォイル等の展開する飛行操縦翼面に取り付けられている、直列の２つのＳＭＡ管を使用する。直列接続により展開及び引込みを能動的に制御して、加熱に応答して同じ方向に管を駆動させる並列接続システムに見られるような、外部の熱に起因するフラップの制御されていない展開の問題を軽減する。

図１Ａに示すように、後縁１０６を有する機体１０２及び翼１０４を備える航空機１００において、図１Ｂに詳しく示すように、操縦翼面１０を様々なより大きな操縦翼面の後縁又は翼の後縁の一部に組み込むことができる。本明細書で実施形態について説明した後部の固定翼型１２に関連する個別の操縦翼面については、直列ＳＭＡ管ヒンジ線起動システムは、エルロン１４又はフラップ断面１６の適応後縁を制御するために、又は翼の、あるいは空力構造体から展開可能なその他全てのヒンジ接続された操縦翼面のミニチュア・スプリット・フラップ又は分岐後縁として組み込まれる。図１Ｃに示すように、操縦翼面１０は、中立位置から上限（１０ａ）まで、また下限（１０ｂ）までの位置範囲にわたって偏向する。図示した実施形態では、偏向の範囲は後縁から２０°上方向から６０°下方向までにわたる。代替の実施形態では、上方向の移動は引込みフラップと平坦な収納位置に制限され、操縦翼面の可動域は全て下方向である。

図２Ａには操縦翼面１０のヒンジ線アクチュエータ２０の実施形態が寸法を拡大した概略的な実施形態として示されており、図２Ｂ及び２Ｃには当該実施形態の例示的実装が示されている。アクチュエータ２０は、第１端部２４（第１管の接地部）において構造結合金具２６に接続された第１形状記憶合金（ＳＭＡ）管２２を組み込んでいる。第１ＳＭＡ管２２は、第２端部２８（第１管の回転端部）において継ぎ手３０に接続されている。第２ＳＭＡ管３２は、第１端部３４（第２管の接地部）において継ぎ手３０に接続されており、第２端部３６（第２管の回転端部）において操縦翼面のカップリング３８に接続されている。第１ヒータ管４０は、第１ＳＭＡ管２２において中央ボア４２に受容される。第２ヒータ管４４は、第２ＳＭＡ管３２において中央ボア４６に受容される。

操縦翼面のカップリング３８は、後により詳細に説明するように、操縦翼面１０の構造体に直接接続するための延長ブレード５０を含む。同様に、構造結合金具２６は、後部スパーフランジ又は同様の構造体に装着可能なフランジ５２を含む。第１ヒータ４０及び第２ヒータ４４の導線５４及び５６はそれぞれ、アクチュエータ２０の端部から延在する。

図３に示すように、構造結合金具２６、継ぎ手３０及び操縦翼面のカップリング３８の嵌合スプラインボアに受容するために、ＳＭＡ管の端部にスプライン結合金具４８を使用することができる。

例示の実施形態においては、各ＳＭＡ管はニッケル−チタン合金であるＮｉｔｉｎｏｌ（登録商標）から加工される。温度変化によりＳＭＡ合金の結晶構造相変化が起き、この結果、形状及び物質特性（マルテンサイト相では低温で低モジュラス、オーステナイト相では高温で高モジュラス）が変化する。熱を加える又は熱を除去することによって「起動」が可能になる。ＳＭＡ管の出力トルクは、極慣性モーメント、Ｊに正比例し、下記式が成り立つ。

ＯＤは管の外径であり、ＩＤは内径である。使用可能なワインダップ量は、トルク、Ｔに関して応力＝Ｔｒ／Ｊで定義される管の応力による管の長さに比例し、上記式においてｒは管の半径である。

例示の実施形態において、ＳＭＡ管のサイズはＯＤ＝０．５５インチ、ＩＤ＝０．３５インチであり、第１管２２のサイズは、操縦翼面の下方向の偏向６０°に対し長さ８．５インチ、第２管３２のサイズは、上方向の偏向２０°に対し長さ５．５インチに設定されている。

形状記憶の特性を生かすために、各管は「訓練」される必要がある。訓練は、相転移温度を通過する際の管の何千回もの変形からなる。例示の実施形態のＳＭＡ管には、おおよそ４０００の訓練サイクルが要求される。ＳＭＡ管は能動的に加熱することによって一方向にのみ制御可能であるため、２つの管が直列にスプライン結合される。各管は一方向に制御可能である。適切な配向性を選択することによって、一つの管は操縦翼面を上方向に回転させ、もう一つの管は操縦翼面を下方向に回転させる。これら２つの管は圧入スプライン継ぎ手３０によって接続される。各管には、管内部に位置する４００ワットの抵抗ヒータ４０、４４が備えられている。サーモカップル及び歪ゲージは、後により詳しく説明するように制御目的で管のＩＤ及びＯＤに備え付けられる。

図４の斜視図に示すように、ヒンジ線アクチュエータ２０は、設置断面の深さ要件が最小である小型デバイスである。前述したように、操縦翼面カップリング３８は、後により詳しく説明するように、操縦翼面１０の構造体に直接接続される延長ブレード５０を含む。同様に、構造結合金具２６は、後部スパーフランジ又は同様の構造体に装着可能なフランジ５２を含む。第１及び第２ヒータ４０及び４４それぞれの導線５４及び５６は、アクチュエータ２０の端部から延在している。

図５は、システムの構造部品が見えるように上部外板を取り除いた、後部翼型１２のヒンジ線アクチュエータ２０の設置例を示す図である。後部翼型の構造体は、中間スパー６０と、翼弦全体のリブ６２ａ、６２ｂと翼弦の部分リブ６４を両方備える。後部スパー６６によりリブの後ろ端部が押さえ留めされている。支持構造体は、構造的に強化された下方外板６８によりカバーされる。操縦翼面１０の支持板７０が軸受７２で後部スパー６６に取り付けられ、これにより支持板の上方及び下方の偏向が可能になる。ヒンジ線アクチュエータ２０は、構造結合金具２６で翼弦全体のリブ６２ａと隣り合う後部スパー６６から延びる取付けフランジ７４に接続されており、操縦翼面カップリング３８のブレード５０で支持板７０に接続されている。部分シース７６（アクチュエータが見えるように断面で示す）は支持板７０から延在して、ヒンジ線アクチュエータ２０のＳＭＡ管２２及び３２のフェアリングとなる。シースは、アクチュエータ２０を後流から保護することにより、アクチュエータが衝撃によるダメージを受けないように保護しながらより一貫した熱環境を提供する。図６Ａ〜６Ｃの断面図は、構造結合金具２６とフランジ５２（図６Ａ）、継ぎ手３０（図６Ｂ）用の隙間を有するフェアリング７６、及び操縦翼面１０（図６Ｃ）の支持板７０に取り付けられたブレード５０を有する操縦翼面カップリング３８の詳細を示す。

前述したように、第１ＳＭＡ管２２及び第２ＳＭＡ管３２は各々熱を加えることにより回転させて、管の構造を完全なマルテンサイト相（１００％マルテンサイト）から多様なオーステナイト濃度を介して完全なオーステナイト相（１００％オーステナイト）まで変化させることができる。アクチュエータの動作例においては、操縦翼面がニュートラルな非偏向位置にあり、第１及び第２管の両方が完全なマルテンサイト相（１００％マルテンサイト）であるところからスタートする。電流がヒータに供給され、下管である第１管２２が加熱されて、所望のｎ度の偏向が生じる。ｎ度（又は完全な偏向が生じる完全なオーステナイト相（１００％オーステナイト））で停止する。ヒータ入力を制御して下管をその相のまま維持する。中立偏向又は上方偏向に戻すには、上管である第２管のヒータに電流を供給して、中立偏向又は所望の上方偏向（又は１００％オーステナイト）に到達するまで管を加熱する。

操縦翼面を中立位置に戻すために第２管又は上管を加熱することにより、戻り速度が即時制御される。ヒータ入力を縮小して第１管又は下管の温度を下げることによっても、よりマルテンサイト相側に戻るために「戻り」回転が生じるが、上管の加熱及びその結果生じる回転の方がより制御しやすい。

ヒンジ線アクチュエータ２０のＳＭＡ管を使用して所望の位置への偏向を起こす際に、操縦翼面の位置が維持されやすいように、図７Ａ、７Ｂ、８Ａ及び８Ｂに示す例示の実施形態においては油圧ロックシステムが提供されている。停止ブラケット８０ａ及び８０ｂとピローブロック８２ａ及び８２ｂの軸受を介して、スパー６０にトルク管７８が装着されている。図の実施形態においては、２つの駆動リンク８４ａ及び８４ｂは駆動クレビス８６ａ及び８６ｂによってそれぞれトルク管７８に接続され、操縦翼面の支持板７０によってレバーアーム８８ａ及び８８ｂに取り付けられている。油圧ロック及びダンパーアセンブリ９０ａ及び９０ｂは、入力軸９２ａ及び９２ｂでそれぞれダンパー・クレビス９４ａ及び９４ｂを有するトルク管７８に接続されている。図９により詳細に示すように、油圧ロック及びダンパーアセンブリ９０ａ及び９０ｂは各々、圧力トランスデューサー９６と、入力軸９２ａ、９２ｂをロックするロッキング・ソレノイド９８を組み込んでいる。入力軸９２ａ及び９２ｂの動きの油圧ダンピングにより、操縦翼面に関連するすべてのフラッターが減衰し、入力軸をロックすることにより、ヒンジ線アクチュエータ２０によって所望の位置まで回転させた後で、操縦翼面の配置を固定することができる。

起動システムの制御は、図１０Ａ及び１０Ｂに示すように行われる。航空機１００の左右の翼１０４の重複システムが示されているが、左の翼のみ説明する。制御コンピュータ１００２は、電源１００３からスイッチブロック１００８を介してそれぞれの制御線１００４及び１００６を通してＳＭＡ管２２、３２のヒータ４０、４４へパルス幅変調（ＰＷＭ）交流電力を供給する。ＳＭＡ管２２、３２の温度はサーモカップル１０１０及び１０１２によって読み取られ、器具線１０１４及び１０１６を通して制御コンピュータ１００２に送られる。制御コンピュータ１００２は、導線１０２０を介してロック・ソレノイド９８に電力を供給するスイッチブロック１０１８を通して油圧ロック９０ａ、９０ｂを起動させる。油圧ロック及びダンパーアセンブリ９０ａ及び９０ｂの圧力トランスデューサー９６は、導線１０２２ａ、１０２２ｂ、１０２２ｃ、及び１０２２ｄを介して圧力情報を制御コンピュータ１００２へ送る。トルク管７８に接続されたＲＶＤＴセンサ１０２４は、導線１０２６を通して制御コンピュータ１００２に操縦翼面の振動情報を送る。操縦翼面１０に供給されたヒンジ線アクチュエータ２０の実際のトルクは、歪ゲージ１０２８によって測定され、導線１０３０を通して制御コンピュータ１００２へ送られる。

ヒンジ線アクチュエータ２０の操作及び制御は、図１１に示す制御コンピュータ１００２によって行われる。操縦翼面の第１方向の所望の偏向が選択され、制御コンピュータに送信される（ステップ１１０２）。制御コンピュータは、第１方向の所望の偏向を生じる回転を起こすアクチュエータの第１ＳＭＡ管の温度を決定する（ステップ１１０４）。第１ＳＭＡ管のヒータに電力が供給され（ステップ１１０６）、所望の温度を確定するために第１ＳＭＡ管の温度が監視される（ステップ１１０８）。所望の偏向が達成されたら、制御コンピュータによりロッキング・ソレノイドへ電力が供給されて、油圧ロック及びダンパーがロックされる（ステップ１１１０）。制御コンピュータが第１方向の追加の偏向の選択を受信した場合（ステップ１１１１）、ロッキング・ソレノイドへの電力が停止され、油圧ロック及びダンパーが解除され（ステップ１１１２）、制御コンピュータは、第１方向の第２の所望の偏向を生じる回転を起こすアクチュエータの第１ＳＭＡ管の温度を決定し（ステップ１１１３）、第１ＳＭＡ管のヒータに追加の電力が供給され（ステップ１１１４）、監視している温度をさらに上昇させる（ステップ１１１５）。所望の追加の偏向（又は第１ＳＭＡ管の１００％オーステナイト）が達成されたら、制御コンピュータによりロッキング・ソレノイドへ電力が供給され、油圧ロック及びダンパーがロックされる（ステップ１１１６）。制御コンピュータへ送信される第２方向の偏向が選択されたら（ステップ１１１８）、制御コンピュータは、第２方向の所望の偏向を生じさせるために回転を起こすアクチュエータの第２ＳＭＡ管の温度を決定する（ステップ１１２０）。第２ＳＭＡ管のヒータに電力が供給され（ステップ１１２２）、所望の温度を確定するために第２ＳＭＡ管の温度が監視される（ステップ１１２４）。所望の偏向が達成されたら、制御コンピュータはロッキング・ソレノイドに電力を供給し、油圧ロック及びダンパーをロックする（ステップ１１２６）。制御コンピュータが第２方向の追加の偏向の選択を受信した場合（ステップ１１２７）、ロッキング・ソレノイドへの電力が停止され、油圧ロック及びダンパーが解除され（ステップ１１２８）、制御コンピュータは、第２方向の第２の所望の偏向を生じる回転を起こすアクチュエータの第２ＳＭＡ管の温度を決定し（ス
テップ１１２９）、第２ＳＭＡ管のヒータに追加の電力が供給され（ステップ１１３０）、監視している温度をさらに上昇させる（ステップ１１３１）。所望の追加の偏向（又は第２ＳＭＡ管の１００％オーステナイト）が達成されたら、制御コンピュータはロッキング・ソレノイドに電力を供給し、油圧ロック及びダンパーをロックする（ステップ１１３２）。

本発明の様々な実施形態を特許法で要求されるように詳しく説明してきたが、当業者は本明細書に開示された特定の実施形態への変形例及び代替例に想到するだろう。そのような変形例は、以降の請求項で定義する本発明の範囲及び目的に含まれるものである。

２Ｃ 断面図の切り取り線
６Ａ 断面図の切り取り線
６Ｂ 断面図の切り取り線
６Ｃ 断面図の切り取り線
１０ 操縦翼面
１０ａ 偏向上限
１０ｂ 偏向下限
１２ 後部翼型
１４ エルロン
１６ フラップ断面
２０ ヒンジ線アクチュエータ
２２ 第１ＳＭＡ管
２４ 第１ＳＭＡ管の第１端部
２６ 構造結合金具
２８ 第１ＳＭＡ管の第２端部
３０ 継ぎ手
３２ 第２ＳＭＡ管
３４ 第２ＳＭＡ管の第１端部
３６ 第２ＳＭＡ管の第２端部
３８ 操縦翼面のカップリング
４０ 第１ヒータ管
４２ 中央ボア
４４ 第２ヒータ管
４６ 中央ボア
４８ スプライン結合金具
５０ 延長ブレード
５２ フランジ
５４ 第１ヒータの導線
５６ 第２ヒータの導線
６０ 中間スパー
６２ａ 翼弦全体のリブ
６２ｂ 翼弦全体のリブ
６４ 翼弦の部分リブ
６６ 後部スパー
６８ 下方外板
７０ 支持板
７２ 軸受
７４ 取付けフランジ
７６ 部分シース、フェアリング
７８ トルク管
８０ａ 停止ブラケット
８０ｂ 停止ブラケット
８２ａ ピローブロック
８２ｂ ピローブロック
８４ａ 駆動リンク
８４ｂ 駆動リンク
８６ａ 駆動クレビス
８６ｂ 駆動クレビス
８８ａ レバーアーム
８８ｂ レバーアーム
９０ａ 油圧ロック及びダンパーアセンブリ
９０ｂ 油圧ロック及びダンパーアセンブリ
９２ａ 入力軸
９２ｂ 入力軸
９４ａ ダンパー・クレビス
９４ｂ ダンパー・クレビス
９６ 圧力トランスデューサー
９８ ロッキング・ソレノイド
１００ 航空機
１０２ 機体
１０４ 翼
１００２ 制御コンピュータ
１００３ 電源
１００４ 制御線
１００６ 制御線
１００８ スイッチブロック
１０１０ サーモカップル
１０１２ サーモカップル
１０１４ 器具線
１０１６ 器具線
１０１８ スイッチブロック
１０２０ 導線
１０２２ａ 導線
１０２２ｂ 導線
１０２２ｃ 導線
１０２２ｄ 導線
１０２４ ＲＶＤＴセンサ
１０２６ 導線
１０２８ 歪ゲージ
１０３０ 導線

Claims (12)

1. 航空機システムであって、
   空力構造体と、
   展開可能な操縦翼面と前記空力構造体の間にヒンジ線を有するヒンジで、前記空力構造体に結合した前記展開可能な操縦翼面と、
   反対の偏向方向に回転するように訓練され、各々接地端部と回転端部を有する第１及び第２形状記憶合金（ＳＭＡ）管とを備え、
   前記ＳＭＡ管は互いに直列に結合し、前記第１ＳＭＡ管の前記回転端部は前記第２ＳＭＡ管の前記接地端部に結合し、さらに前記空力構造体と前記展開可能な操縦翼面の間に結合し、前記ＳＭＡ管は各々他の管に対して回転可能であり、また前記展開可能な操縦翼面が前記空力構造体に対して第１方向に偏向している第１位置と、前記展開可能な操縦翼面が前記空力構造体に対して第２方向に偏向している第２位置との間のヒンジ線に沿って、前記空力構造体と前記展開可能な操縦翼面のうちの少なくとも一つに対して回転可能である、航空機システム。
2. 前記第１及び第２ＳＭＡ管は継ぎ手によって接続されている、請求項１に記載の航空機システム。
3. 制御コンピュータをさらに備え、前記第１ＳＭＡ管は第１ヒータを備え、前記第２ＳＭＡ管は第２ヒータを備え、前記第１及び第２ヒータは前記制御コンピュータによって供給される電力に対して応答性があり、前記第１ＳＭＡ管は前記第１ヒータからの加熱に応答して、前記操縦翼面が前記第１方向に偏向するように回転し、前記第２ＳＭＡ管は前記第２ヒータからの加熱に応答して、前記操縦翼面が前記第２方向に偏向するように回転する、請求項１に記載の航空機システム。
4. 油圧ロッキングシステムをさらに備える、請求項１に記載の航空機システム。
5. ヒンジ線アクチュエータを備えた操縦翼面アクチュエータであって、前記ヒンジ線アクチュエータは、
   操縦翼面と空力構造体を相互連結しているヒンジで軸方向に同心に装着され、
   第１端部において前記空力構造体に接続されている第１ＳＭＡ管と、
   第１端部において前記第１ＳＭＡ管の第２端部に接続され、第２端部において前記操縦翼面に接続されている第２ＳＭＡ管と、
   前記第１ＳＭＡ管に受容される第１ヒータであって、前記第１ヒータによって加熱されると前記第１ＳＭＡ管が第１方向に回転し、この結果前記操縦翼面が第１方向に偏向する第１ヒータと、
   前記第２ＳＭＡ管に受容される第２ヒータであって、前記第２ヒータによって加熱されると前記第２ＳＭＡ管が第２方向に回転し、この結果前記操縦翼面が第２方向に偏向する第２ヒータとを組み込んでおり、
   前記第１及び第２ヒータへの電力を制御するために、前記第１及び第２ヒータに操作可能に接続されたコントローラを備える、操縦翼面アクチュエータ。
6. 前記第１及び第２ＳＭＡ管の回転は、前記第１及び第２ヒータに応答した温度上昇に比例して、完全なマルテンサイト組成物から完全なオーステナイト組成物までの範囲にわたって制御可能である、請求項５に記載の操縦翼面アクチュエータ。
7. 前記第１方向の偏向の偏向範囲が前記第１ＳＭＡ管の長さに依存し、前記第２方向の偏向の偏向範囲が前記第２ＳＭＡ管の長さに依存する、請求項６に記載の操縦翼面アクチュエータ。
8. 前記第１及び第２ヒータに供給される電力は、パルス幅変調（ＰＷＭ）交流電力である、請求項７に記載の操縦翼面アクチュエータ。
9. 油圧ロッキングシステムであって、
   前記操縦翼面とトルク管を相互連結している少なくとも一つの制御リンクと、
   前記トルク管に接続され、コマンドに応答して前記トルク管を解除可能にロックする少なくとも一つの油圧ロック
   を有する前記油圧ロッキングシステムとをさらに備える、請求項７に記載の操縦翼面アクチュエータ。
10. 前記油圧ロックは、入力軸及びダンパー・クレビスを介して前記トルク管に接続されている、請求項９に記載の操縦翼面アクチュエータ。
11. 操縦翼面を起動させる方法であって、
    加熱されると第１方向に回転可能な第１ＳＭＡ管の接地部を空力構造体に接続することと、
    前記第１ＳＭＡ管の回転端部を、加熱されると第２方向に回転可能な第２ＳＭＡ管の接地部に接続することと、
    前記第２ＳＭＡ管の回転端部を操縦翼面に接続することと、
    前記操縦翼面の第１方向の所望の偏向を選択することと、
    前記第１ＳＭＡ管のヒータに電力を供給することと、
    前記操縦翼面の第２方向の偏向を選択することと、
    前記第２ＳＭＡ管のヒータに電力を供給すること
    とを含む方法。
12. さらに、
    前記第１方向の前記所望の偏向が達成されたら、油圧ロックをロックすることと、
    第２方向における偏向を選択した後で、前記油圧ロックを解除することと、
    前記第２方向の前記所望の偏向が達成されたら、前記油圧ロックをロックすること
    を含む、請求項１１に記載の方法。

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