JP2020500120A - 作動可能な航空機構成要素 - Google Patents

Abstract

本発明は、１つ又は複数の飛行フェーズにおける性能の向上を実現するように、作動航空機構成要素の形状構成を適合化させるための、作動航空機構成要素に関する。概略的に述べると、本発明は、起動入力信号に応答して作動材料が被る実際の変形の変化が、この実際の変形に応答して作動材料によって発生させられる出力信号の分析によって測定される、作動材料を備える航空機構成要素を作動させるための方法及びシステムを提供する。本発明の第１の態様が、航空機構成要素を作動させる方法を提供し、この航空機構成要素の少なくとも一部分は、それに対する電気信号の印加に応答して変形を被る作動材料を備え、及び、この作動材料は、この作動材料の変形に応答して電子信号を発生させ、及び、この方法は、航空機構成要素の作動材料に対して起動入力信号を印加する段階であって、起動入力信号は作動材料の所望の変形に対応し、及び、航空機構成要素の作動材料は起動入力信号に応答して実際の変形を被る段階と、作動材料の実際の変形を表している出力信号を発生させる段階とを含む。【選択図】図５Ａ

Description

本発明は、航空機構成要素の作動に関し、及び、特に、作動させられた航空機構成要素が被る実際の変形を測定することに関する。

多くの航空機構成要素が、１つ又は複数の飛行フェーズ（ｆｌｉｇｈｔ ｐｈａｓｅ）においては利益を提供するが、他の飛行フェーズにおいては不利益を生じさせる（例えば、抗力という不利益）を生じさせる、本質的に妥協的な設計（ｃｏｍｐｒｏｍｉｓｅｄ ｄｅｓｉｇｎ）を有する。航空機設計においては、利益が不利益を上回ることを確実なものにするように、妥協の度合いをバランスさせることが必要である。実際には、これは、すべての飛行フェーズにおいて設計が妥協させられるということを意味する。

本発明は、１つ又は複数の飛行フェーズにおける性能向上を実現するために航空機構成要素の形状構成を適合化するように、こうした航空機構成要素を作動させることに関する。

概して、本発明は、航空機構成要素が受ける実際の変形に応答して作動材料が出力信号を発生させる作動材料（ａｃｔｕａｔｉｎｇ ｍａｔｅｒｉａｌ）を備え、及び、この出力信号が実際の変形を表している、航空機構成要素を作動させるための方法及びシステムを提供する。

本発明の第１の態様が、航空機構成要素を作動させる方法を提供し、この航空機構成要素の少なくとも一部分が、それに対する電気信号の印加に応答して変形を被り、且つ、この作動材料の変形に応答して電気信号を発生させる、作動材料を備え、及び、この方法は、航空機構成要素の作動材料に対して起動入力信号（ａｃｔｉｖａｔｉｏｎ ｉｎｐｕｔ ｓｉｇｎａｌ）を印加し、この起動入力信号は作動材料の所望の変形に対応し、及び、航空機構成要素の作動材料は起動入力信号に応答して実際の変形を被る段階と、作動材料の実際の変形を表している出力信号を発生させる段階とを含む。

本発明の第２の態様は、航空機構成要素を作動させるための航空機構成要素作動システムを提供し、このシステムは、その作動材料に対する電気信号の印加に応答して変形するように構成されており、且つ、作動材料の変形に応答して電気信号を発生させるように構成されている作動材料を備える、航空機構成要素と、作動材料の所望の変形に対応する航空機構成要素の作動材料に対して起動入力信号を伝送するように構成されており、且つ、さらには、作動材料の実際の変形を表している発生された出力信号を作動材料から受け取るように構成されている制御装置とを備える。

第１及び第２の態様の構成が、航空機構成要素の構成（即ち、形状、又は、剛性のような内部機械的特性）が起動入力信号の単純な印加によって変更されることを可能にする。さらに、変形に応答して作動材料によって発生させられる出力信号が、生じさせられた実際の変形の性質の表示を提供する。このようにして、作動材料は、作動機能と検出機能の両方を実現する。航空機構成要素の性能（例えば、各フライト全体を通じての、その構成要素の寿命、又は、その航空機のテストフェーズ）が、別個の検出装置を必要とせずに、作動材料を使用して測定されることが可能である。このことが、性能分析のための能力の増大に加えて、大きな重量節減という利点を実現する。

この作動材料を備える航空機構成要素部分は、基材（ｓｕｂｓｔｒａｔｅ）に対して接合されるか、相互接合（ｃｏ−ｂｏｎｄ）されるか、又は、他の形で固定されてもよい。あるいは、代替策として、航空機構成要素は、繊維強化複合材料を含んでもよく、及び、作動材料は、複合材料のマトリックス全体にわたって分散させられた粒子を含んでもよく、及び／又は、このマトリック全体にわたって延びる複数のフィラメントを含んでもよい。

この作動材料は、電気活性ポリマー、又は、電気信号に応答して変形を被り且つ変形に応答して電気信号を発生させるように圧電性特性を有する任意の材料であってもよい。

この作動材料は、膨張することによって、収縮することによって、又は、任意の他の仕方で変形しうる。特定の実施態様では、起動入力信号の印加は、作動材料の剛性の変化を結果的に生じさせてもよい。

起動入力信号が、好ましくは、例えば閉ループ制御によって、発生させられた出力信号に基づいて能動的に制御される。したがって、発生させられた出力信号が、実際の変形が所望の変形の許容可能な範囲内にないということを示す場合には、それに応じて起動入力信号が変更されることが可能である。例えば動的空気力のような、航空機構成要素に対して印加される外力が、作動材料が所望の変形を実現することが不可能であるように、航空機構成要素に影響を与えることがある。出力信号を介して実際の変形を監視することによって、入力起動信号の特徴が、外力を打ち消して所望の変形と実際の変形との間のより近接した一致を実現するように、制御されることが可能である。

特定の実施態様では、起動入力信号は、航空機の飛行制御コンピューターからの命令に基づいて制御される。飛行制御コンピューターからの命令は、それ自体として、コックピット（パイロット制御装置）からの制御入力、又は、フライバイワイヤー（オートパイロット）制御入力からの制御入力、又は、可動制御表面からの監視入力（ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｉｎｐｕｔ）に基づいていてもよい。

特定の実施態様では、航空機構成要素は繊維強化複合材料で形成されており、及び、作動材料はこの複合材料のマトリックスの中に埋め込まれている。作動材料は、そのマトリックス全体に分散した粒子、及び／又は、そのマトリックス内に埋め込まれているフィラメントを含んでもよい。こうしたフィラメントは、複合材料の補強繊維と共に編み合わせられてもよい。作動材料をこのようにマトリックス内に埋め込むことによって、製造段階の数が減少させられ、及び、層間剥離又は剥離の危険性が最小限にされる。代替策としては、作動材料は、複合材料を形成するために、基材と共に相互接合させられるか又は相互硬化させられてもよい。

航空機構成要素は、航空機の空気力学的表面上に配置されてもよい。例えば、航空機構成要素は、次の構成要素、即ち、雨樋、渦発生装置、ＮＡＣＡダクト、燃料システムアクセスコンポーネントのうちの１つを含んでもよい。こうした構成要素は、１つ又は複数の飛行フェーズにおける（又は地上での）利益と、１つ又は複数の他の飛行フェーズにおける不利益ともたらす。したがって、利益を最大化し且つ不利益を最小化するようにこうした構成要素の構成を調整することが、非常に有利である可能性がある。

好ましい実施態様では、所望の変形が、航空機構成要素と、格納形状構成（ｓｔｏｗｅｄ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）と展開形状構成（ｄｅｐｌｏｙｅｄ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）との間を移動可能であるように構成されている可動制御表面との間のエアギャップを変更する働きをする。こうしたギャップ制御は、異なる飛行フェーズの最中の流れ剥離を管理するために使用されることが可能である。特定の実施態様では、例えば、空気流の方向に狭まる収束ギャップ（ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ ｇａｐ）が特に望ましいことがある。特に、可動制御表面は後縁フラップを備えてもよく、及び、所望の変形は、航空機構成要素とフラップの展開形状構成にあるフラップとの間の収束ギャップを実現するように、エアギャップを変更してもよい。この航空機構成要素は、スポイラー又は固定翼パネルの後縁エッジから延びる作動可能な後縁部分を備えてもよい。

別の実施態様では、航空機構成要素は、第１の表面と第２の表面との間に配置されているシール（ｓｅａｌ）であり、及び、この第２の表面は、格納形状構成と展開形状構成との間を移動するように構成されている可動制御表面を備え、及び、そのシールの所望の変形が、第２の表面に向けて第１の方向にシールを押し動かす傾向がある。

したがって、このシールは、空気力学的に有益なプロファイルを提供し且つ有害なフラッターを回避するために、巡航中に可動制御表面に接触するように押し動かされることが可能である。あらゆるこうしたフラッター、又は、他の不都合な空気力学的プロファイルは、出力信号の分析によって診断されることが可能である。さらに、シールの長さに沿ったそのシールの形状、プロファイル、及び／又は、剛性が、空気力学的な要件、及び／又は、そのシールの性能にしたがって変化させられることが可能である。

こうした実施態様は、好ましくは、さらに別の段階、即ち、シールの作動材料に対して第２の起動入力信号を印加する段階であって、この第２の起動入力信号は、第１の方向とは反対の第２の方向にシールを押し動かす傾向があるシールの第２の所望の変形に対応し、及び、シールの作動材料は第２の起動入力信号に応答して第２の実際の変形を被る段階と、シールの作動材料の第２の実際の変位を表している第２の出力信号を発生させる段階とを含む。

したがって、シールは、可動制御表面によるシールの捕捉を回避するために、そのシールの展開中に、可動制御表面から遠ざかるように偏向させられてもよい。

好ましいシールの具体例では、第１及び第２の起動入力信号が、格納形状構成と展開形状構成との間の第２の表面の移動に応答して、シールの作動材料に印加される。

航空機構成要素は可動制御表面から突き出してもよく、及び、作動材料の所望の変形は、この可動制御表面に対する相対的な航空機構成要素の移動を生じさせてもよい。したがって、航空機構成要素は、可動制御表面の特徴に影響する揚力又は抗力に対する追加的な度合いの制御を提供するように作動可能としうる。例えば、航空機構成要素は、可動制御表面によってもたらされる上方空気力学的プロファイルの曲率を変化させるように作動可能であってよい。こうした構成が、連続的に適応可能な飛行制御表面を実現することが可能である。さらに、出力信号を分析することによって、翼面荷重の減少、及び／又は、乗客快適性のために、荷重の軽減とバフェッティング（ｂｕｆｆｅｔ）の減少とをもたらすことが可能である。

好ましい実施態様では、可動制御表面は、格納形状構成と展開形状構成との間を移動するように構成されている後縁フラップを備え、及び、航空機構成要素は、このフラップの後縁から突き出す。この構成は、巡航中に多大な抗力という不利益を加えることなしに、高揚力飛行フェーズにおける可変キャンバーを有するフラップを提供することが可能なタブ付きフラップ（ｔａｂｂｅｄ ｆｌａｐ）を実現する。

特定の実施態様では、所望の変形と実際の変形とが、所望の形状変化と、実際の形状変化とをそれぞれに含む。即ち、変形は、作動材料の形状（幾何学的形状）の変化を結果的に生じさせる。

他の実施態様では、所望の変形と実際の変形とが、機械的応力の所望の発生と、機械的応力の実際の発生とをそれぞれに含む。したがって、変形は、内部的に発生させられた力が機械的応力を結果的に生じさせる作動材料の内部形状／形状構成に対する変化を結果的に生じさせる。この応力は、作動材料の（誘発された歪みの結果としての）形状変化、又は、剛性のような機械的特性の変化を結果的に生じさせる可能性がある。

本発明の第３の態様が、第２の態様のシステムを備える航空機を提供する。

最適な又は望ましいものとして本明細書で説明されている本発明の特徴のいずれもが、個別的に、又は、任意の組合せの形で、本発明のあらゆる態様に対して適用可能である。

以下では、本発明の実施形態を添付図面を参照しながら説明する。

中立（非励起）構成における、電気活性ポリマー作動材料を備える航空機構成要素作動システムを示す。 第１の形状構成における、電気活性ポリマー作動材料を備える航空機構成要素作動システムを示す。 第２の形状構成における、電気活性ポリマー作動材料を備える航空機構成要素作動システムを示す。 本発明の一実施形態による航空機構成要素作動システムの略図である。 航空機の等角図である。 航空機の等角図である。 巡航フェーズ中の、本発明の一実施形態による作動可能シールの略側断面図である。 高揚力フェーズ中の、本発明の一実施形態による作動可能シールの略側断面図である。 メンテナンス状態中の、本発明の一実施形態による作動可能シールの略側断面図である。 巡航形状構成において示されている、作動可能な後縁装置を有する後縁アセンブリの略側断面図である。 高揚力形状構成において示されている、作動可能な後縁装置を有する後縁アセンブリの略側断面図である。 図５Ａの実施形態の作動可能な後縁装置を示す略断面図である。 図５Ｂの実施形態の作動可能な後縁装置を示す略断面図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な雨樋を示す略図である。 本発明の実施形態による作動可能な渦発生装置を示す。

電気活性ポリマーは、電場によって励起される時に、変形、即ち、形状及び／又は内部機械的応力／剛性における変化を被るポリマーである。したがって、電気活性ポリマーに対する電気信号の印加が、電気活性ポリマーが変形を被ることを引き起こす。電気信号は、電気活性ポリマーによって実現されるべき所望の変形を表している。このようにして、電気信号の特徴が、変形の所望の特徴を実現するために制御されることが可能である。

さらに、電気活性ポリマーは、逆応答を提供することも可能であり、即ち、電気活性ポリマーの実際の変形に応答して電気信号を発生させてもよい。発生させられた電気信号は、実際の変形を表しており、したがって、信号の特徴は変形の特徴を測定するために解釈されることが可能である。

図１Ａ〜図１Ｃは、クランプ３１０によって根元端部１２０に固定されており且つ先端端部１１０において自由である航空機構成要素１００を備えている、例示的な航空機構成要素作動システムを示す。航空機構成要素１００は、信号発生装置（図示されていない）と電気通信している電気活性ポリマー作動材料から成る。他の実施形態では、航空機構成要素１００は、作動材料を備える１つ又は複数の部分と、他の材料を備える１つ又は複数の部分を含んでもよい。信号発生装置は、電気信号を作動材料１００に印加するように構成されている。信号記録装置（図示されていない）が、作動材料１００によって発生させられた電気信号を受け取るように構成されている。

航空機構成要素に印加される電気信号がない場合には、航空機構成要素１００の非励起作動材料は、図１Ａに示されているように、中立位置に残留する。この中立位置では、航空機構成要素の先端１１０がその根元１２０に対して相対的に垂直な変位を受けていないので、航空機構成要素は典型的には概ね直線状である。

図１Ｂは、信号発生装置を介した第１の起動入力信号の入力による励起（ｓｔｉｍｕｌａｔｉｏｎ）に応答した航空機構成要素の変形を示す。第１の起動入力信号の印加時に、航空機構成要素１００の励起された作動材料は、先端１１０が根元１２０に対して相対的に第１の方向に（図１Ｂでは、下向きに）変位させられる第１の変形を被る。図１Ｂに見てとれるように、第１の変形（励起された）位置における航空機構成要素１００の作動材料はもはや概ね直線状ではなく、及び、この代わりに、先端１１０が根元１２０に対して相対的に負の垂直変位を被り終わっている弓形のプロファイルを画定する。第１の起動入力信号の除去の後に、励起されていない航空機構成要素１００の作動材料は、図１Ａに示されているように、その中立位置に戻る。

図１Ｃは、信号発生装置を介した第２の起動入力信号の入力による励起に応答している航空機構成要素の変形を示す。第２の起動入力信号の印加時に、励起された航空機構成要素１００の作動材料が、根元１２０に対して第１の方向とは反対の第２の方向に（図１Ｃでは、上向きに）先端１１０が変位させられる第２の変形を被る。図１Ｃに見てとれるように、第２の変形（励起）位置における航空機構成要素１００の作動材料は、直線状ではなく、この代わりに、先端１１０が根元１２０に対して相対的な正の垂直変位を被っている弓形のプロファイルを画定する。第２の起動入力信号の除去時に、航空機構成要素１００の励起されていない作動材料が、図１Ａに示されているように、中立位置に戻る。

第２の変形位置（図１Ｃ）は、第１の変形位置（図１Ｂ）の鏡像ではないが、特定の実施形態ではそうであることも可能である。したがって、異なる起動入力信号を印加することによって、航空機構成要素１００の作動材料の異なる形状の構成を実現することが可能である。例えば、第１及び第２の変形位置の中間の位置が望ましいことがある。

したがって、図１Ａ−１Ｃの電気活性ポリマーシステムは、中立位置（図１Ａ）から第１の変形位置（図１Ｂ）又は第２の変形位置（図１Ｂ）のどちらかに移動させられることが可能である航空機構成要素１００を提供する。

別の実施形態では、航空機構成要素１００は形状変化を被らないことがあり、この代わりに、機械的剛性の変化を生じさせる内部機械的応力の変化によって引き起こされる内部形状構成変化のような、別のタイプの変形を被る可能性もある。

図２は、図１Ａ−１Ｃの航空機構成要素１００の変形を制御するのに適している作動制御システムを例示する。

この制御システムは、制御装置２０４と電気通信している作動材料要素２００を含む航空機構成要素を備える。この要素２００は作動材料で形成されており、及び、この作動材料はこの実施形態では電気活性ポリマーである。この制御装置は、作動材料要素２００に対して起動入力信号２０２を印加するように構成されている。起動入力信号２０２は、作動材料要素２００が被ることが意図されている所望の変形に対応する。

図２の実施形態では、作動材料要素２００に印加される起動入力信号２０２は、飛行制御コンピューター２１０によって制御装置２０４に印加される制御信号２１２に基づいて、制御装置２０４によって変化させられることが可能である。飛行制御コンピューター２１０によって出力されるこの制御信号２１２は、飛行制御コンピューター２１０に対する任意の他の入力に加えて、フライバイワイヤー制御信号２２１、飛行制御又は監視入力２２２からの入力、又は、この２つの組合せのような、飛行制御コンピューターに対する信号入力に基づいて変化されられてもよい。代替案の実施形態では、制御装置２０４は、飛行制御コンピューター２１０からの命令に応答して変化させられることがない非可変的な起動入力信号２０２によって、予めプログラムされてもよい。

図２の実施形態では、制御装置２０４は、この制御装置に電力を供給する電源２０５に接続されている。この電源は、制御装置２０４内の内部電源であってもよく、又は、航空機電源から得られてもよく、又は、任意の他の電源構成を備えてもよい。この電源が低電圧電源である場合には、制御装置２０４は、さらに、電気活性ポリマー要素２００に対する印加に適している、この低電圧電源を高電圧電源に適応させるために変圧器（図示されていない）を必要とするだろう。図２に示されている実施形態では、電源２０５は航空機電源から得られている。

制御装置２０４は、さらに、作動材料が被る実際の変形に応答して要素２００の作動材料によって発生させられる出力信号２０６を受け取るように構成されている。実際の変形は、作動力に加えて作動材料要素２００に作用する外力に起因する、作動材料の所望の変形とは異なるだろう。すなわち、実際の変形の大きさ及び／又は方向が、意図された所望の変形とは異なっていることがあり、したがって、作動材料要素２００の実際の変形が厳密には意図された通りではない。こうした外力は、例えば、航空機の異なる飛行フェーズ中の共振周波数と構成要素の粗動の効果によって、生じさせられうる。したがって、出力信号２０６は、要素２００の作動材料が被る実際の変形を表している信号を提供する。

開ループ制御の実施形態では、出力信号は制御装置２０４に対してフィードバックされない。しかし、図２の閉ループ制御の実施形態では、出力信号は、制御装置２０４にフィードバックされる前に、信号調整装置２０８に送られる。別の実施形態では、信号調整装置２０８は省略されてもよい。

出力信号２０６を制御装置２０４にフィードバックすることによって、所望の変形に対応する起動入力信号２０２が、出力信号２０６に基づいて、即ち、閉ループ制御によって、能動的に制御されてもよい。即ち、出力信号２０６が、作動材料要素２００の実際の変形が、意図された所望の変形の特定の公差限界の範囲内にないということを示す場合には、起動入力信号２０２が適宜に調整されてもよい。

この制御フィードバックループは、作動材料要素２００の実際の変形が所望の変形の許容可能なマージン内にあることを確実なものにし、且つ、作動材料要素２００に対して作用する外力が補償されることを可能にする。こうした能動的な制御は、航空機の飛行中にリアルタイムで行われてもよく、又は、航空機の定期的なメンテナンス中に、又は、飛行テストプログラム中に、不連続的な間隔で行われてもよい。

制御装置２０４からの信号及び／又はデータが、さらに、制御装置フィードバック信号２０７を介して飛行制御コンピューター２１０にフィードバックされてもよく、又は、飛行制御コンピューター２１０からの信号及び／又はデータが、さらに、コンピューターフィードバック信号２１７によってパイロット又はフライバイワイヤーシステムにフィードバックされてもよい。したがって、飛行制御コンピューター２１０は、出力信号２０６に基づいて起動入力信号２０２を調整するか否かを決定することができる。

図１と図２に関連して上述されている構成が、その変形（幾何学的特性及び内部機械的特性のすべてを含み、且つ、剛性に対する直接的な影響を有することがある）が、異なる飛行フェーズのために設定されることが可能である、航空機構成要素を提供する。このことが、全範囲の条件にわたる最良の妥協というよりはむしろ、各々の飛行制御構成と飛行フェーズとに関して最適のプロファイル／剛性を提供することが可能である、航空機構成要素の設計を可能にする。

この制御は、飛行テストデータが初期飛行中に入手可能になるのに応じて、又は、例えば可動制御表面に対する変更による、翼の空気力学的性能に対する変更が、航空機構成要素を交換することによってではなく、航空機構成要素を制御するソフトウェアに対する変更によって順応させられることが可能である、航空機寿命の後期段階においてさえ、調整可能である連続的に可変的なプロファイルの可能性を伴って、フライバイワイヤー航空機に直接的に一体化されることが可能である。

さらに、変形の変化に応答して電気信号を発生させる作動材料の能力を利用することによって、特定の飛行フェーズ中に航空機構成要素が被る共振周波数又は他の過渡的挙動のような、航空機構成要素の望ましくない挙動を識別して打ち消すために、ポジティブフィードバックを実現することが可能である。こうした望ましくない挙動は、発生させられた出力信号の分析によって識別されることが可能であり、及び、起動入力信号の変更によって打ち消されることが可能である。

図２に示されている構成は、本発明のすべての実施形態に適用可能であり、及び、特に、より詳細に後述する実施形態の各々に適用可能である。

図３Ａと図３Ｂは、それぞれに、下方及び上方からの航空機３００の傾斜等角図（ｏｂｌｉｑｕｅ ｉｓｏｍｅｔｒｉｃ ｖｉｅｗ）を示す。航空機は、胴体３０２と１対の翼３０４とを備える。各々の翼３０４は、翼の後縁に位置するインボードフラップ（ｉｎｂｏａｒｄ ｆｌａｐ）３０６とアウトボードフラップ（ｏｕｔｂｏａｒｄ ｆｌａｐ）３０８と複数のスポイラー３１０（エアブレーキ）とを含む可動制御表面を備える。フラップ３０６、３０８は、離陸中と進入中と着陸中とに展開させられる高揚力装置を備え、及び、スポイラー３１０は、降下中と着陸中に展開させられる揚力低減装置を備える。本発明は、さらに詳細に後述するように、こうした可動制御表面に対する改良の形で具体化されることが可能である。

この航空機は、さらに、翼３０４上での流れ剥離を遅延させる働きをする渦発生装置３１２を備える。この図示されている渦発生装置３１２は、燃料タンクのエアベントの上流の、翼の下方表面上に示されている。代替策として、渦発生装置が、上方翼表面上を含む航空機上の任意の場所に配置されてもよい。航空機は、さらに、ＮＡＣＡダクト３１４を備えてもよく、このＮＡＣＡダクト３１４は、空気流入口と、航空機胴体３０２上の雨の流れをドアを使用する乗客から逸らすために各々の航空機ドアの頂部上を延びる雨樋３１６とを提供する。こうした航空機構成要素は、共通して、特定の飛行フェーズ中に又は地上において有益な機能を果たすと同時に、他の飛行フェーズにおいては抗力という不利益（ｄｒａｇ ｐｅｎａｌｔｙ）をもたらすという問題を有する。本発明は、さらに後述するように、この問題点に対処するために、こうした航空機構成要素に対する改善策の形で実現されることが可能である。

図４Ａ〜図４Ｃは、第１の表面４０１と第２の表面４０２との間のブレードシール（ｂｌａｄｅ ｓｅａｌ）４００を備える航空機構成要素を概略的に示す。このブレードシール４００は、電気活性ポリマーのような作動材料で作られている一体構造シールである。図４の実施形態では、第１の表面４０１は、固定下方翼パネルである。しかし、この第１の表面４０１は、代替案として、可動制御表面又は任意の他の適切な固定表面であってもよい。第２の表面は、典型的には、フラップのような可動制御表面であってもよい。

航空機が巡航状態にある時には（図４Ａ）、第１の起動入力信号が、ブレードシール４００の作動材料に提供され、このことが、ブレードシール４００が第２の表面４０２に接触するように押し動かされるように、このブレードシール４００の自由端部が第２の表面４０２に向かって第１の方向に移動させられる第１の形状構成（形状）をとる形に、ブレードシール４００が変形することを引き起こす。したがって、図４Ａに示されているように、シール４００は、第２の表面４０２に対して前負荷力（ｐｒｅｌｏａｄ ｆｏｒｃｅ）４０６を印加する。この前負荷力４０６は、低い抗力のために最適化された空気力学的プロファイルを実現する、第２の表面４０１、４０２に対する密着した封止構成を生じさせる効果を有する。第２の表面がウイングフラップである場合には、前負荷４０６は、さらには、上方翼表面と下方翼表面との間での圧力損失を防止する効果も有する。

図４Ｂを参照すると、高揚力を必要とする飛行フェーズ中に、第２の表面４０２は、展開した形状構成（ｄｅｐｌｏｙｅｄ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）に移動することが必要とされる。第２の表面４０２の展開（ｄｅｐｌｏｙｍｅｎｔ）とその後の格納（ｒｅｔｒａｃｔｉｏｎ）との最中に、ブレードシール４００の形状構成（形状）は、ブレードシール４００の捕捉の危険性がない第２の形状構成（形状）をとるように変形する形に変化させられる。これを実現するために、ブレードシール４００の作動材料は、（第１の起動入力信号とは異なる）第２の入力起動信号を提供され、及び、このことが、第１の方向とは反対の第２の方向にプレードシール４００の自由端部が移動することを生じさせる。典型的には、この第２の方向は、移動させられている第２の方向から遠ざかる方向である。第２の入力起動信号は、さらに、展開フェーズ中と格納フェーズ中のそのシールの剛性を増大させるようにも作用しうる。

第２の表面４０２が動作中である時に、ブレードシール４００を第２の表面４０２から離れるように作動させることによって、シール４００が第１の表面と第２の表面との間に捕捉される可能性が最小化される。捕捉されたシールが構成要素の空気力学的プロファイルに悪影響を与えると共に、この問題を修正するためにメンテナンスストップ（ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ ｓｔｏｐ）がスケジュールに組み込まれることが必要とされるので、このことは有益である。第２の表面４０２がその高揚力形状構成の形に完全に作動させ終わった後に、そのシールは、高揚力形状構成（図示されていない）の形の空気力学的に好ましいプロファイルを得るように、さらに作動させられてもよい。このことは、リップ（ｌｉｐ）、収束ギャップ（ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ ｇａｐ）、発散ギャップ（ｄｉｖｅｒｇｅｎｔ ｇａｐ）、又は、流れ分離（ｆｌｏｗ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ）と層流（ｌａｍｉｎａｔｅ ｆｌｏｗ）に影響を与えることが可能である任意の他の形状構成を形成することによって、実現されてもよい。

図４Ｃは、第２の表面４０２がその通常の動作エンベロープの外側に移動することが必要とされる、地上メンテナンス形状構成を示す。この形状構成では、シール４００は、このシールが第２の表面４０２の移動によって捕捉されるか又は他の形で損傷を受けることがないメンテナンス形状構成をとるように作動させられうる。このメンテナンス形状構成は、シール４００の中立的な形状構成に相当し、即ち、起動入力信号がこのシールに印加されない時のシール形状に相当しうる。代替策としては、別の起動入力信号が、メンテナンス形状構成を実現するためにシールに印加されてもよい。

図４のブレードシール４００は、図２に関して上述した制御システムによって制御される。したがって、出力信号（図２では２０６）が、シールの実際の変形に応答してシール４００の作動材料によって発生させられ、及び、この出力信号はこの実際の変形を表している。この場合に、起動入力信号（図２では２０２）は、出力信号に基づいて能動的に制御されることが可能である。

図４の実施形態では、ブレードシール４００は、電気活性ポリマー（又は、他の作動材料）で全体的に形成されている一体構造のシールである。しかし、代替案の実施形態では、この構成要素は、非電気活性の基材の本体上の電気活性ポリマーのストリップ又はパネルを備えることがある。さらに別の実施形態では、この構成要素は、繊維がマトリックス内に分散させられている繊維強化複合材の構成要素を含むことがあり、及び、電気活性ポリマーがこの複合材構成要素のマトリックス全体にわたって分散させられていてもよい。したがって、ブレードシール４００は、複合材料の１つ又は複数の部分だけが電気活性ポリマーの作動材料で形成されている複合材料を含みうる。例えば、作動材料は、シリコーンゴムのようなエラストマー材料で主として作られているシールの構成要素部分を備えうる。こうしたシールは、さらに、硬化のためのポリエステル繊維層のような１つ又は複数の繊維層と、耐摩耗性の表面仕上げ、及び／又は、構造的強度のためのガラス／炭素繊維織物を含むことがある。

図５Ａと図５Ｂは、後縁フラップ５００が格納されている巡航形状構成（図５Ａ）と、フラップ５００が展開されている高揚力形状構成（図５Ｂ）とにおける、翼後縁アセンブリを概略的に示す。スポイラー５０２（エアブレーキ）が、このスポイラーがその前方端部の周りにヒンジ式に取り付けられている低揚力形状構成（図示されていない）と、この図に示されている格納形状構成（ｓｔｏｗｅｄ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）との間を移動可能である。作動可能な後縁装置５０４が、その一方の端部においてスポイラーの機尾に固定されており、且つ、フラップ上を後方に延びる。

作動可能な後縁装置５０４は、電気活性ポリマーのような作動材料を備える。フラップ５００の展開に応答して、作動可能な後縁装置５０４は、図５Ｂに示されている下向きの湾曲をもたらす第１の形状構成（形状）の形に第１の変形を生じさせるために、第１の起動入力信号の印加によって作動させられる。この作動可能な後縁装置５０４の第１の形状構成（形状）は、フラップ５００と共に収束ギャップ（ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ ｇａｐ）を形成するような形状構成であり、したがって、展開したフラップ５００と作動可能な後縁装置５０４との間のギャップ又はスロットが、ギャップを通過する空気流５０６の方向において漸進的に狭まる。このような収束ギャップは、特定の高揚力条件下において、所望の空気流特性をもたらすことが知られている。

さらに、許容可能な公差の範囲内に収束ギャップが維持されることを確実なものにするために、作動可能な後縁装置５０４が第１の形状構成である時に、この作動可能な後縁装置５０４が高い剛性を有することが望ましい。したがって、第１の起動入力信号は、形状変化と協働して、作動材料の剛性の増大を生じさせる。

非高揚力飛行フェーズ中には、特に巡航中には、作動可能後縁装置５０４が、抗力の不利益が最小である空気力学的プロファイルを生じさせる形状をとることが望ましい。したがって、フラップ５００の格納に応答して、作動可能な後縁装置５０４は、図５Ａに示されているような空気力学的形状を実現する、第２の形状への第２の変形を生じさせるように作動させられる。この第２の形状は、作動材料の中立形状構成に相当しえ、したがって、第１の起動入力信号の印加を停止することによって生じさせられうる。代替策としては、この第２の形状は、第１の起動入力信号とは異なる第２の起動入力信号を作動材料に対して印加することによって生じさせられうる。

別の実施形態に関連して上述したように、典型的には、第１及び／又は第２の入力起動信号の印加によって生じさせられる実際の変形は、厳密には所望の変形に一致しないだろう。生じさせられる実際の変形は、上述の方法によって（及び、特に図２に示されているように）実際の変形に応答して作動材料によって発生させられる出力信号の分析によって測定される。さらに、実際の変形は、上述した（及び、特に図２に示されている）第１及び第２の起動入力信号の能動的な（閉ループ）制御によって制御されてもよい。

特定の実施形態では、作動可能な後縁装置は、作動材料から一体構造の形で形成されてもよいし、及び、他の実施形態では、作動材料の１つ又は複数の部分を備えうる。例えば、図６Ａと図６Ｂとに示されているように、作動材料の層５０８は、金属又は複合材料のパネル５１０の下方表面に接着されてもよい。こうした実施形態では、起動入力信号の印加時に作動材料層５０８の長さの減少によってパネル５１０内に生じさせられる歪みが、所望の撓みを生じさせるようにパネル５１０における剪断（ｓｈｅａｒ）を生じさせる。さらに別の実施形態では、作動可能な後縁装置は、マトリックス内に繊維が分散させられている繊維強化複合材構成要素を備えてもよく、及び、電気活性ポリマーが複合材構成要素のマトリックスの中に分布させられていてもよい。

図５の実施形態では、作動可能な後縁部分５０４は、展開可能なスポイラー５０２の機尾端縁から延びるが、別の実施形態では、作動可能な後縁装置５０４は、翼後縁アセンブリ又はシュラウドボックスアセンブリ（ｓｈｒｏｕｄ ｂｏｘ ａｓｓｅｍｂｌｙ）の固定パネルのような固定された翼部分の機尾端縁（ａｆｔ ｅｄｇｅ）から延びうる。

さらに別の実施形態では、代替案として、作動可能な後縁部分５０４は、後縁フラップのような別の可動制御表面の機尾端縁から延びうる。こうした実施形態では、作動可能な後縁部分は、フラップの機尾端縁に沿って延び且つフラップに対して相対的に作動可能であるフラップタブを提供する。このタブは、このタブの作動材料の作動がこのタブの自由端部がこのタブの固定端部に対して相対的に移動することを生じさせるように、フラップに対して一方の端部において固定されることが可能である。このようにして、フラップの曲率を増大させ、したがって、フラップの展開された高揚力形状構成における揚力を増大させるために、このタブは、このタブの自由端部がフラップに対して相対的に下方に移動するように作動させられることが可能である。
図７Ｅ〜図７Ｆは、作動可能な雨樋３１６（図３Ａ−Ｂにも示されている）を示す。図７Ａと図７Ｂは、胴体７０２上に落ちる雨７００が航空機ドア７０２を通過する乗客の上に雨が滴り落ちることを防止することにおける、雨樋３１６の役割を示す。本発明の実施形態では、雨樋３１６は、作動材料から全体的又は部分的に形成されてよく、及び、飛行中に寄生的な抗力を減少させるために格納され（図７Ｃ）、及び、航空機が地上にある時には展開させられる（図７Ｄ）ように、本明細書に説明されている本発明によって制御されてもよい。本発明の別の実施形態では、雨樋３１６は、胴体３０２と雨樋３１６との間を延びる駆動装置部分３１６Ａを含むことがあり、及び、この駆動装置部分３１６は、雨樋３１６が胴体３０２から離れてその展開形状構成をとるように、雨樋３１６を押し動かすために、長さにおいて伸張可能である。好ましくは、こうした実施形態の両方では、作動材料の中立的な形状構成が雨樋の格納を実現し、したがって、雨樋の展開状態への雨樋の作動が必要とされる時にだけ、動力が印加されることが必要とされる。

図８は、本発明による作動可能であってよい渦発生装置３１２（図３Ａにおいて識別される）の一例を示す。この渦発生装置３１２は、着陸進入中に圧力保護（ＦＯＰＰ）空洞８００によって発生させられる騒音を減少させるために、ＦＯＰＰ空洞８００上において燃料の上流の空気力学的表面上に備えられている。本発明の実施形態では、渦発生装置３１２は、渦発生装置の形状を変化させるために、本明細書で説明されている方法にしたがって制御される作動材料で全体的又は部分的に形成されてもよい。例えば、この形状は、渦発生装置の突出高さ（即ち、空気力学的表面から突出の距離）又はプロファイルを変化させるために変更されてもよい。この形状は、性能を最適化するために各々の飛行フェーズに関して変化させられてもよく、及び／又は、最適の空気力学的プロファイルを実現するために連続的に変化させられてもよい。

本発明を１つ又は複数の好ましい実施形態に関連して上述してきたが、様々な変化又は変更が、添付されている請求項に記載されている本発明の範囲から逸脱することなしに加えられてもよいということが理解されるだろう。

特に、上述した実施形態は、航空機構成要素の必要とされる変位を実現するために電気活性ポリマーを使用するが、他の実施形態では、圧電特性を有する材料のような他の適切な材料がその代わりに使用されてもよい。

本明細書で説明されている実施形態のすべてにおいて、航空機構成要素は、電気活性ポリマーのような作動材料で一体構造的に形成されていてもよく、又は、１つ又は複数の部分が作動材料を含む複合材構成要素を含んでもよい。

代替策としては、航空機構成要素は、強化繊維がマトリックス内に埋め込まれている繊維強化複合材料を含んでもよい。こうした実施形態では、作動材料は、マトリックス全体にわたって粒子として分散さられてもよく、このことが追加的な製造段階を減少させることと、層間剥離／剥離の危険性を低減させることという利点を提供する。複合材マトリックスの載荷能力を損なうことなしに、又は、許容可能な限界を超えてその質量／寸法を増大させることなしに、必要とされる機械的力を発揮するように、作動構成材料の含有量が十分に高いことを確実なものにするために、作動材料／マトリックス比率が適合化される必要があるだろう。このことは、変形を生じさせるために作動構成要素の伸張を利用する構造に関する、好ましい選択肢である可能性が最も高いと考えられる。

航空機構成要素が繊維強化複合材料を含む実施形態の別の代替案として、作動材料が、複合材料の繊維織りの中にフィラメントの形状で組み入れられてもよい。マトリックス内の位置を変化させることによって（例えば、中立軸線の上方又は下方に、又は、±４５°織りに対して平行に）、適切な平面内の歪みを生じさせることによって、ｘ、ｙ、ａ軸線の両方において（即ち、平面内と平面外において）変形させられる能力を有する複合材構造を設計することが可能である。マトリックスの抵抗率（ｒｅｓｉｓｔｉｖｉｔｙ）が、作動材料から電荷を放出させる（“ｂｌｅｅｄ”ｃｈａｒｇｅ ａｗａｙ）するような抵抗率である時に、複合材マトリックスの中への作動材料フィラメントの電荷散逸（ｃｈａｒｇｅ ｄｉｓｓｉｐａｔｉｏｎ）を制限するために、注意深い材料選択が必要である。これは、短絡を防止するために変圧器及びモーター巻線で使用される抵抗被覆に類似した、作動材料に対して付着させられる抵抗被覆によって実現されてもよい。さらに、所望の方向に作動材料繊維の塊を適合化させることが、その材料が所望の平面内においてより大きな力を加えること、又は、可変的な度合いの偏向能力を発揮することを可能にする。さらに、このことは、繊維／作動材料比率を所望の平面内で変化させることによって、複合材構造の剛性／強度の適合化を可能にする。

Claims (32)

1. 航空機構成要素を作動させる方法であって、前記航空機構成要素の少なくとも一部分が、その作動材料に対する電気信号の印加に応答して変形を被る作動材料を備え、及び、前記変形は、前記作動材料の機械的応力の変化を結果的に生じさせる形状変化又は内部形状構成変化を含み、及び、前記変形は、前記作動材料の変形に応答して電気信号を発生させる、方法において、前記方法は、
   ａ．前記航空機構成要素の前記作動材料に対して起動入力信号を印加し、前記起動入力信号は前記作動材料の所望の変形に対応し、及び、前記航空機構成要素の前記作動材料は前記起動入力信号に応答して実際の変形を被る段階と、
   ｂ．前記作動材料の前記実際の変形を表している出力信号を発生させる段階とを含む、方法。
2. 発生させられた前記出力信号に基づいて前記起動入力信号を能動的に制御する段階をさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. 航空機の飛行制御コンピューターからの命令に基づいて前記起動入力信号を変更する段階をさらに含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記作動材料は電気活性ポリマーを含む、請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記航空機構成要素は繊維強化複合材料で形成されており、及び、前記作動材料は前記繊維強化複合材料のマトリックスの中に埋め込まれている、請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記航空機構成要素は、航空機の空気力学的表面上に配置されている、請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記所望の変形は、前記航空機構成要素と、格納形状構成と展開形状構成との間を移動可能であるように構成されている可動制御表面との間の、エアギャップを変更する働きをする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
8. 前記可動制御表面は後縁フラップを備え、及び、前記所望の変形は、前記航空機構成要素と、前記後縁フラップの前記展開形状構成の形の前記後縁フラップとの間の、収束ギャップを生じさせるように前記エアギャップを変更する、請求項７に記載の方法。
9. 前記航空機構成要素は、第１の表面と第２の表面との間に配置されているシールであり、及び、前記第２の表面は、格納形状構成と展開形状構成との間を移動するように構成されている可動制御表面であり、及び、前記段階（ａ）では、前記シールの所望の変形は、前記第２の表面に向かって第１の方向に前記シールを押し動かす傾向がある、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
10. ｃ．第２の起動入力信号を前記シールの前記作動材料に対して印加する段階であって、前記第２の起動入力信号は、前記第１の方向とは反対の第２の方向に前記シールを押し動かす傾向がある、前記シールの第２の所望の変形に対応し、及び、前記シールの前記作動材料は、前記第２の起動入力信号に応答して第２の実際の変形を被る段階と、
    ｄ．前記シールの前記作動材料の前記第２の実際の変形を表している第２の出力信号を発生させる段階とをさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. 前記格納形状構成と前記展開形状構成との間の前記第２の表面の移動に応答して、前記シールの前記作動材料に対して前記第１の起動入力信号又は前記第２の起動入力信号を印加するさらに別の段階を含む、請求項９又は１０に記載の方法。
12. 前記航空機構成要素は可動制御表面から突き出し、及び、前記作動材料の前記所望の変形は、前記可動制御表面に対して相対的に前記航空機構成要素の移動を生じさせる、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
13. 前記可動制御表面は、格納形状構成と展開形状構成との間を移動するように構成されている後縁フラップを備え、及び、前記航空機構成要素は前記後縁フラップの後縁から突き出る、請求項１２に記載の方法。
14. 前記航空機構成要素は、雨樋、渦発生装置、ＮＡＣＡダクト、燃料システムアクセスコンポーネントのうちの１つを備える、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
15. 前記所望の変形と前記実際の変形は、所望の形状変化と実際の形状変化とをそれぞれに含む、請求項１〜１４のいずれか一項に記載の方法。
16. 前記所望の変形と前記実際の変形は、機械的応力の所望の発生と機械的応力の実際の発生とをそれぞれに含む、請求項１〜１４のいずれか一項に記載の方法。
17. 航空機構成要素を作動させるための航空機構成要素作動システムにおいて、
    前記航空機構成要素作動システムは、その作動材料に対する電気信号の印加に応答して変形するように構成されている作動材料を備える航空機構成要素であって、前記変形は、前記作動材料の機械的応力の変化を生じさせる形状の変化又は内部構成の変化を含み、及び、前記作動材料は、前記作動材料の変形に応答して電気信号を発生させるように構成されている航空機構成要素と、
    前記作動材料の所望の変形に対応して、前記航空機構成要素の前記作動材料に対して起動入力信号を送るように構成されており、及び、さらに、前記作動材料の実際の変形を表している発生させられた出力信号を前記作動材料から受け取るように構成されている、制御装置とを備える、航空機構成要素作動システム。
18. 前記制御装置は、さらに、前記発生させられた出力信号に基づいて前記起動入力信号を能動的に制御するように構成されている、請求項１７に記載のシステム。
19. 前記制御装置に対して所望の制御入力信号を印加するように構成されている飛行制御コンピューターを備え、及び、前記制御装置は、さらに、前記所望の制御入力信号に基づいて前記起動入力信号を変更するように構成されている、請求項１７又は１８に記載のシステム。
20. 前記作動材料は電気活性ポリマーを含む請求項１７〜１９のいずれか一項に記載のシステム。
21. 前記航空機構成要素は繊維強化複合材料で形成されており、及び、前記作動材料は、前記繊維強化複合材料のマトリックスの中に埋め込まれている、請求項１７〜１９のいずれか一項に記載のシステム。
22. 前記航空機構成要素は、航空機の空気力学的表面上に配置されるように構成されている、請求項１７〜２０のいずれか一項に記載のシステム。
23. 前記所望の変形は、前記航空機構成要素と、格納形状構成と展開形状構成との間を移動可能であるように構成されている可動制御表面との間の、エアギャップを変更する働きをする、請求項１７〜２２のいずれか一項に記載のシステム。
24. 前記可動制御表面は後縁フラップを備え、及び、前記所望の変形は、前記航空機構成要素と、前記後縁フラップの前記展開形状構成の前記後縁フラップとの間の、収束ギャップを生じさせるように、前記エアギャップを変更する請求項２３に記載のシステム。
25. 前記航空機構成要素は、第１の表面と第２の表面との間に配置されるように構成されているシールであり、及び、前記第２の表面は、格納形状構成と展開形状構成との間を移動するように構成されている可動制御表面であり、及び、前記シールの所望の変形は、前記第２の表面に向かう第１の方向に前記シールを押し動かす傾向がある、請求項１７〜２２のいずれか一項に記載のシステム。
26. 前記制御装置は、第２の起動入力信号を前記シールの前記作動材料に対して印加するように構成されており、前記第２の起動入力信号は、前記第１の方向とは反対の第２の方向に前記シールを押し動かす傾向がある前記シールの第２の所望の変形に対応し、及び、前記システムは、さらに、前記第２の起動入力信号の印加に応答して前記シールの前記作動材料によって発生させられ且つ前記シールの前記作動材料の第２の実際の変形を表している第２の出力信号を受け取るように構成されている、請求項２５に記載のシステム。
27. 前記制御装置は、前記格納形状構成と前記展開形状構成との間の前記第２の表面の移動に応答して、前記シールの前記作動材料に対して第１又は第２の起動信号を印加するように構成されている、請求項２５又は２６に記載のシステム。
28. 前記航空機構成要素は可動制御表面から突き出すように構成されており、及び、前記作動材料の前記所望の変形は、前記可動制御表面に対する相対的な前記航空機構成要素の移動を生じさせる、請求項１７〜２２のいずれか一項に記載のシステム。
29. 前記航空機構成要素は、雨樋、渦発生装置、ＮＡＣＡダクト、燃料システムアクセスコンポーネントのうちの１つを備える、請求項１７〜２２のいずれか一項に記載のシステム。
30. 前記所望の変形と前記実際の変形は、所望の形状変化と実際の形状変化とをそれぞれに含む、請求項１７〜２９のいずれか一項に記載のシステム。
31. 前記所望の変形と前記実際の変形は、機械的応力の所望の発生と機械的応力の実際の発生とをそれぞれに含む、請求項１７〜２９のいずれか一項に記載のシステム。
32. 請求項１７〜３１のいずれか一項に記載のシステムを備える、航空機。

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