JP2023508615A - 航空機用音響プローブアレイ - Google Patents
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Abstract
本明細書では、航空機の一部に関連付ける為のセンサプローブを説明する。センサプローブは、オーディオ信号を受信するように構成された一部分を有するマイクロフォンアセンブリを含む。センサプローブは、マイクロフォンアセンブリに関連するノーズコーンを更に含む。ノーズコーンアセンブリは、複数の局所流れ角について気流の直接的な衝撃によって発生するノイズからマイクロフォンアセンブリの部分を遮蔽するように構成される。
【選択図】図２
【選択図】図２
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本出願は、「航空機用音響プローブアレイ（ＡＣＯＵＳＴＩＣ ＰＲＯＢＥ ＡＲＲＡＹ ＦＯＲ ＡＩＲＣＲＡＦＴ）」という名称の２０２０年９月２４日出願の米国仮特許出願第６３／０８２，８６９号、「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０１９年１２月３１日出願の米国仮特許出願第６２／９５５，９４６号、「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０２０年３月２日出願の米国仮特許出願第６２／９８４，２６６号、及び「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０２０年５月７日出願の米国仮特許出願第６３／０２１，６３３号の優先権と利益を主張するものであり、これら開示全体は引用によりその全体が本明細書に組み込まれる。
本出願は、「航空機用音響プローブアレイ（ＡＣＯＵＳＴＩＣ ＰＲＯＢＥ ＡＲＲＡＹ ＦＯＲ ＡＩＲＣＲＡＦＴ）」という名称の２０２０年９月２４日出願の米国仮特許出願第６３／０８２，８６９号、「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０１９年１２月３１日出願の米国仮特許出願第６２／９５５，９４６号、「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０２０年３月２日出願の米国仮特許出願第６２／９８４，２６６号、及び「マイクロフォンアレイを備えた無人航空機システム（ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＩＲＣＲＡＦＴ ＳＹＳＴＥＭ ＷＩＴＨ ＭＩＣＲＯＰＨＯＮＥ ＡＲＲＡＹ）」という名称の２０２０年５月７日出願の米国仮特許出願第６３／０２１，６３３号の優先権と利益を主張するものであり、これら開示全体は引用によりその全体が本明細書に組み込まれる。
記載された実施形態は、一般に、航空機に関し、より詳細には、航空機用のセンサアレイに関する。
レーダー等の従来の航空機検知システムは、無人航空機等の小型の航空機に組み込むことが困難であるか、コストが高くつく場合がある。更に、規制により、無人航空機は、航空機に相対するあらゆる方向で他の航空機を検知する、球面の検知ゾーンを維持することが要求される場合がある。従来の航空機検知システムは、そのような検知の為に開発されていない場合があるので、球面検知に従来のシステムを実装することは、技術的に複雑且つ高価になり得る。
民間航空機及び一般航空航空機を含む従来の航空機は、他の航空機との衝突を避ける為に確立された空域規則に従っている。例えば、一般に、各航空機は、その航空機の前方の空域に責任を負う。一部の空域では、無人航空機（ＵＡＶ）は、球面カバレッジを維持することが求められる場合があり、これは、ＵＡＶが侵入機について各方向の空域を監視ししなければならないことを意味する。ＵＡＶは、飛行中に他の航空機がＵＡＶに遭遇しないように、侵入機の邪魔にならないように移動する責任を負う場合がある。レーダー等の従来の航空機検知システムは、航空機の前方の領域を監視するように最適化されている場合がある。このようなシステムは、球面カバレッジを提供するように変更され得るが、そのようなカバレッジを提供するシステムは、ＵＡＶに相対して法外に重い場合がある。更に、従来の検知システムは、長距離の検知が困難な場合があり、それにより、ＵＡＶが他の航空機を探知し他の航空機を避ける為に飛行経路を変更する時間が短くなる。
本発明は、上記従来の技術における課題を解決するためになされたものである。
一実施例では、航空機の一部分に関連されるセンサプローブが開示される。前記センサプローブは、オーディオ信号を受信するように構成された一部分を有するマイクロフォンアセンブリを含む。前記センサプローブは、前記マイクロフォンアセンブリに関連するノーズコーンを更に含む。前記ノーズコーンは、複数の局所流れ角について気流の直接的な衝撃によって発生するノイズから前記マイクロフォンアセンブリの前記部分を遮蔽するように構成される。
別の実施例では、航空機が開示される。前記航空機は、オーディオ信号を検知するように構成されたセンサプローブの配置構成を含む。前記配置構成の各センサプローブは、前記オーディオ信号に対する直接流からのノイズを低減する為に、複数の局所流れ角について気流を操作するように構成される。
別の実施例では、方法が開示される。前記方法は、センサプローブのノーズコーンに沿った気流を受けるステップを含む。前記方法は、マイクロフォンアセンブリを使用して、前記気流の外部環境に関連するオーディオ信号を検知するステップを更に含む。前記方法は、複数の局所流れ角について前記オーディオ信号に関する直接流からのノイズを低減するステップを更に含む。
上述した例示的な態様及び実施形態に加えて、更なる態様及び実施形態は、図面を参照し、以下の説明を検討することによって明らかになるであろう。
以下の説明は、本開示の様々な要素を具現化するサンプルシステム、方法、及び装置を含む。しかしながら、記載された開示は、本明細書に記載された形態に加えて、様々な形態で実施され得ることを理解されたい。
以下の開示では、航空機からの音響信号の検知を容易にするシステム及び技術を説明する。サンプルの航空機は無人航空機（ＵＡＶ）を含んでもよい。本明細書に記載されるシステム及び技術は、より一般的には、操縦航空機及び／又は他の乗り物若しくは移動体にも適用可能である。音響信号は、マイクロフォン装置を含むセンサプローブ又は他のアセンブリを使用して検知されてもよい。センサプローブは、航空機の動作中に音響信号を検知するように配置されてもよい。航空機は、音響信号を使用して航空機の環境に関連する情報を確定する検知及び回避システムを含んでもよく、他の航空機等の侵入機によって生成されたオーディオ信号と、航空機自身のエンジン（又は飛行システム）によって生成されたオーディオ信号とを区別し、侵入機によって生成されたオーディオ信号と自然発生源（例えば、風又は気象ノイズ）によって生成されたオーディオ信号を区別し、信号の空間情報を確定する（例えば、航空機に対する侵入機の位置推定を提供する）ことができる。そのような検知及び回避システムの１つは、「航空機用の音響ベースの検知及び回避（ＡＣＯＵＳＴＩＣ ＢＡＳＥＤ ＤＥＴＥＣＴＩＯＮ ＡＮＤ ＡＶＯＩＤＡＮＣＥ ＦＯＲ ＡＩＲＣＲＡＦＴ）」という名称の米国特許出願第６３／０８２，８３８号（代理人整理番号Ｐ２８８４８１．ＵＳ．０１）に記載されており、同出願は参照により本明細書に組み込まれる。
本開示のセンサプローブは、音波探知及び回避システム又は他のオンボード航空機システムにおいて使用する為の音響信号の検知を容易にする。一実施形態では、サンプルセンサプローブは、翼アセンブリ、機体、又は航空機の他の部分等の航空機の部分から延びる概ね細長い構造であってよい。センサプローブは、オーディオ信号を受信するように構成された部分を有するマイクロフォンアセンブリを含んでもよい。ノーズコーンがマイクロフォンアセンブリに関連付けられて、マイクロフォンアセンブリの部分を、センサプローブへの気流の直接衝撃によって発生するノイズ又は他の不要なオーディオ信号から遮蔽するように構成されてもよい。場合によっては、ノーズコーンは、マイクロフォンアセンブリの部分に対する気流の方向性の除去を容易にする為に、複数の局所流れ角に対してマイクロフォンアセンブリの部分を遮蔽するように構成され得る。ノーズコーンは、マイクロフォンアセンブリと外部環境との間の環境バリアとして機能し、マイクロフォンアセンブリを水分、デブリ、放射線、及び／又は他の汚染物質から遮蔽することもできる。
ノーズコーンは、マイクロフォンアセンブリが外部環境に対して十分な聴覚的露出を有することを可能にしながら、マイクロフォンアセンブリを遮蔽するようにも構成され得る。例えば、ノーズコーンは、マイクロフォンアセンブリの部分とセンサプローブの外部環境との間のオーディオ信号の為の音響経路を維持するように構成されてもよい。一実施例では、ノーズコーンは、内部容積と、内部容積への開口部を規定する、スリットとして定義され得る一連の開口部とを規定し得る。マイクロフォンアセンブリの部分は内部容積内に配置されてもよい。従って、一連のスリットは、内部容積内に保持されたマイクロフォンアセンブリへの音響経路を規定してもよい。場合によっては、ノーズコーンは、ノイズの低減を更に促進する為に、複数の流れ角について、一連のスリットの下流まで流れの遷移又は分離を緩和するように構成される。
別の実施例では、ノーズコーンは、少なくとも部分的にバリア材料から形成され得る。バリア材料は、一般に、マイクロフォンを気象及びデブリから遮蔽できる。バリア材料は、音響透過性材料を含むか、又は音響透過性材料から完全に若しくは部分的に形成され得る。ノーズコーンは、対象オーディオ信号（例えば、侵入機によって生成されるオーディオであり、０～５００Ｈｚ又は他の適切な範囲であり得る）に対して実質的に透過性の部分を含み得る。従って、ノーズコーンは、不要な信号（ノイズ）を選択的に減衰させ、追加の不要な信号の生成又は不要な信号の歪みを最小化する音響経路を提供できる。多くの材料が可能であり、本明細書で企図されているが、音響透過性材料は、多孔質で疎水性のプラスチック等の多孔質材料から形成されてもよい。音響透過性材料は、マイクロフォンを気象及びデブリから遮蔽するが、音響信号がマイクロフォンに伝達されるようにする為に使用されてもよい。例えば、音響透過性材料は、水は通過できないが音波は通過できるような蛇行した経路を規定してもよい。更に、音響透過性材料は、空気と音の流れ角がマイクロフォンに直接影響するのを防ぐように選択することができ、ノイズを更に低減できる。任意選択で、材料は、気流が騒音を発生しないように、又は騒音がマイクロフォンによって検知される所望の音の周波数に低減されるように、気流の方向を変えることも支援できる。
マイクロフォンアセンブリは、検知及び回避システムと共に使用する為の音響信号の検知を強化する為に、センサプローブ内に配置されてもよい。マイクロフォンアセンブリは、オーディオ周波数の空気圧変動を検知するように構成された１つ以上のマイクロフォン装置、圧力変換器及び／又は任意の適切なセンサを含んでもよい。一実施例では、マイクロフォンアセンブリは、ノーズコーンによって遭遇する流れの方向に対して実質的に垂直な方向、又は航空機の進行方向に対して垂直な方向に沿ってノーズコーン内で配向されてもよい。実質的に垂直な配置構成は、マイクロフォンアセンブリを円形ノーズコーンの中心線に沿って配置することを可能にする。この配置構成は、過度のノイズの原因となるマイクロフォンアセンブリの圧力変動を打ち消す、或いは軽減するのにも役立ち得る。マイクロフォンアセンブリはノーズコーンの後部に装着され、ノーズコーンの先端の下流側に、実質的に円筒形の断面に沿って延びることができる。場合によっては、マイクロフォンアセンブリマウント、スティフナー、及び／又は他の構造物をノーズコーンに実質的に嵌め込み、マイクロフォンアセンブリを所望の向きに装着してもよい。マイクロフォンマウントは、マイクロフォンアセンブリと係合可能な位置合わせ機能も含み、回転位置決めを容易にすることができる。これは、中心がずれている、或いはプローブの中心線と同心でないセンサプローブの音響回廊とマイクロフォン装置を位置合わせするのに有益である場合がある。
本明細書に記載されたセンサプローブは、航空機用の音響アレイに実装されてもよい。場合によっては、例えば、検知及び回避システムの動作をサポートする為に、航空機の動作中に複数のセンサから音響信号を取得することが有益であり得る。複数の音響信号は、航空機に対する複数の方向、例えば３６０度における侵入機の位置を検知する為、及び／又は不要なノイズの変位を促進する為に、一緒に使用され得る。複数のセンサプローブは、位置検知を最適化する為に航空機と一緒に配置されてもよい。一実施例では、センサプローブの配置構成は、航空機の翼アセンブリに接続され、そこから延びてもよい。センサプローブは、複数の場所での音響検知を容易にする為に、翼アセンブリに沿って間隔を空けて配置されてもよい。センサプローブは又、翼アセンブリの前縁から細長く延びていてもよく、これは、航空機の他の構成要素に関連する乱流からの航空音響ノイズの低減に役立ち得る。
場合によっては、センサプローブは、前縁から異なる長さで延びてよく、これは、機体に対するプローブの位置に基づいて確定され得る。例えば、第１のセンサプローブは、前縁から第１の長さで延び、第２のセンサプローブは前縁から第２の短い長さで延びてもよく、第２のセンサプローブは、第１のセンサプローブよりも機体から遠く離れている。一実施例では、航空機は、機体の対向する側面から延びる翼部分を含んでもよく、夫々が、第１の長さの第１のセンサプローブと、第２の、より短い長さの３つの追加のセンサプローブとを有し得る。付加的に又は代替的に、センサプローブは、翼アセンブリに対して異なる角度で配向されてもよい。例えば、センサプローブは、翼に沿った局所流れ角と一致するように、異なる角度で配向されてもよい。又、センサプローブは、翼アセンブリの上面から、下面から、先端及び／又は他の部分から延びるように、翼アセンブリの様々な異なる表面から延びるように配置されてもよい。プローブの形状の変動は、検知された音響信号に関するより広い範囲の情報をソフトウェアが受信することを可能にし得る。検知及び回避システムは、一例として、侵入機検知の精度を高める為に、より広い範囲の情報を利用することができる。
ここで図を参照すると、図１Ａは、航空機１００の等角図を描写する。航空機１００は、固定翼のＵＡＶとして示されている。航空機１００は、機体１０２と、尾部１０３と、翼アセンブリ１０４と、推進システム１０６とを含んでもよい。推進システム１０６は、前部プロペラ１０６ａ及び後部プロペラ１０６ｂを含む。航空機１００は他の構成要素を含んでもよく、及び／又は、操縦機及び／又はヘリコプター型ＵＡＶ等の他のタイプのＵＡＶを含む、空中及びより一般的な移動体の他の変形を包含してもよいことが理解されるであろう。
航空機１００は、センサプローブ等の周辺アセンブリの配置構成を備えてもよい。図１Ａの例では、周辺アセンブリはセンサプローブであり、航空機１００は、第１のセンサプローブ１０８ａ、第２のセンサプローブ１０８ｂ、第３のセンサプローブ１０８ｃ、第４のセンサプローブ１０８ｄ、第５センサプローブ１０８ｅ、第６のセンサプローブ１０８ｆ、第７のセンサプローブ１０８ｇ、及び第８のセンサプローブ１０８ｈの８つのセンサプローブを含む。但し、プローブの数及び配置構成は、例えば、検知及び回避ソフトウェアの感度、ＵＡＶのサイズ及びタイプ、プローブの感度等に応じて、適宜変更可能であることに留意されたい。センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは航空機１００の一部に接続されてもよい。図１Ａの例では、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、翼アセンブリ１０４の下面１０５に接続される。センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、使用時に気流に面するように、受動操作及び／又は能動操作され得る。他の例では、より多数の又はより少数のセンサプローブが使用され得る。幾つかの例では、センサプローブは、図９に示すように、細長い構造を規定するのではなく、実質的に航空機１００自体の中に保持されてもよく、その場合、第１のセンサプローブ１０８ａ及び第２のプローブ１０８ｂは翼アセンブリ１０４内に保持される。
図１Ｂを参照すると、本開示のセンサプローブの一例の配置構成を示す航空機１００の底面概略図が示されている。翼アセンブリ１０４は、機体１０２から延びる第１の翼部分１０４ａを含んでもよい。翼アセンブリ１０４は、第１の翼部分１０４ａの反対側の機体１０２から延びる第２の翼部分１０４ｂを含んでもよい。第１の翼部分１０４ａは、第１の翼部分下面１０５ａ及び第１の翼部分前縁１０７ａを有する。第２の翼部分１０４ｂは、第２の翼部分下面１０５ｂと、第２の翼部分前縁１０７ｂとを有する。図１Ｂには、第１のノードカップリング１０１ａ及び第２のノードカップリング１０１ｂも示されている。第１及び第２のノードカップリング１０１ａ、１０１ｂは、翼アセンブリ１０４の少なくとも一部に亘るものとは異なる電気結合部、導管、又は他の電気若しくは通信線であってもよい。
センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは翼アセンブリ１０４で航空機１００に結合されてもよい。例えば、センサプローブ１０８ａ～１０８ｄは、第１の翼部分１０４ａに接続されたセンサプローブの第１のサブセットを集合的に規定してもよい。センサプローブの第１のサブセットは、第１の翼部分下面１０５ａに取り付けられ、第１の翼部分前縁１０７ｂから細長く延びていてもよい。図１Ｂの例では、第４のセンサプローブ１０８ｄは、第１の翼部分前縁１０７ａから第１の長さ１０９ａで延び、センサプローブ１０８ａ～１０８ｃの１つ以上又は全てが、第１の翼部分前縁１０７ａから第２の長さ１０９ｂで延びている。第１のノードカップリング１０１ａは、第１のサブセット（１０８ａ～１０８ｄ）のセンサプローブの夫々を、本明細書に記載される音響検知及び回避システムに関連する構成要素を含む機体１０２の電子機器に電気的及び／又は通信可能に結合するように動作可能であってよい。センサプローブ１０８ｅ～１０８ｈは、第２の翼部分１０４ｂに接続されるセンサプローブの第２のサブセットを集合的に規定し得る。センサプローブの第２のサブセット（１０８ｅ～１０８ｈ）は、センサプローブの第１のサブセット１０８ａ～１０８ｄの配置構成と実質的に類似する方法で第２の翼部分１０４ｂと配置されてもよい。
図１Ａ及び図１Ｂの例では、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、夫々第１の翼部分前縁１０７ａ又は第２の翼部分前縁１０７ｂから実質的に垂直に延びる。他の配置構成では、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈのうち１つ以上は、第１又は第２の翼部分１０７ａ、１０７ｂから異なる角度で延びてもよい。サンプル角度は、前縁１０７ａ、１０７ｂから少なくとも８５°、少なくとも７５°、少なくとも６５°、少なくとも５５°、少なくとも４５°、又は４５°未満を含む。より一般的には、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、気流に面するように任意の適切な角度で延びてもよいし、又は、使用中に気流内へと回転することが可能であってもよい。場合によっては、アクチュエータ１３３を配設して、所定のプローブの内部マイクロフォンアセンブリの方向制御を容易にしてもよい。更に、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈのうち１つ以上は、翼アセンブリ１０４の下面以外の航空機１００の部分に装着されてもよい。例えば、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈのうち１つ以上は、翼アセンブリの上面、機体１０２、尾部１０３等に接続されてもよい。様々な異なる方向及び位置でセンサプローブ１０８ａ～１０８ｈを接続することは、検知及び回避システムによって検知及び分析され得る音響信号及び関連データの範囲を向上させることができる。例えば、（センサプローブ１０８ａ～１０８ｈを介して検知されるような）複数の異なる位置で侵入機からの音響信号を検知することは、システムの分解能を高め、侵入機の位置座標のより正確な測定に寄与し得る。
センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、図２に示すように、離脱機構１３０を使用して翼アセンブリ１０４に解放可能に結合されてもよい。そのような離脱機構の１つは、「航空機の衝突損傷を抑える構造（ＳＴＲＵＣＴＵＲＥＳ ＴＯ ＬＩＭＩＴ ＣＯＬＬＩＳＩＯＮ ＤＡＭＡＧＥ ＦＯＲ ＡＩＲＣＲＡＦＴ）」という名称の米国特許出願第６３／０８２，８３２号（代理人整理番号Ｐ２８８４７８．ＵＳ．０１）に記載されており、同出願は、参照により本明細書に組み込まれる。図２の離脱機構は、基部１３２と、その基部１３２に解放可能に結合されたブレード１３４とを含む。その基部は、翼アセンブリ１０４に実質的に剛結合されるハウジングを規定してもよい。ブレード１３４は、図８に関して以下でより詳細に説明するように、センサプローブ１０８ａの為の取付部を規定する空気力学的構成要素を規定してもよい。サンプル離脱機構１３０は、ガラス繊維入りナイロンボルト等の接続機能１５２を含んでもよい。接続機能１５２は、基部１３２及びブレード１３４を実質的に貫通して延びてもよい。ねじインサート１５４が配設され、それは、接続機能１５２をブレード１３４の中に実質的に受容するように構成されたねじ山を有する機能を含むナット、キャッチ、又は他の固定機能であってよい。図２の係合済構成では、接続機能１５２は、ブレード１３４と基部１３２とを互いに相対的に固定し得る。接続機能１５２は、ブレード１３４（及び関連するセンサプローブ１０８）が閾値の力を受けた時に航空機１００から分離し得るような犠牲部品として構成されてもよい。離脱機構１３０は結合ノード１４２も含み得る。結合ノード１４２は、センサプローブ１０８ａと航空機１００の電気部品との間の電気的結合を確立する電気部品である。結合ノード１４２は、ピン、導体、又は電気的接続を確立する為に使用され得る他の機能を含む電気コネクタを含んでもよい。他の例では、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、離脱機構１３０を介さずに翼アセンブリ１０４に接続されてもよい。例えば、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈは、翼アセンブリ１０４又は航空機１００の他の部分に実質的に剛結合されてもよい。例示の目的で、第１のセンサプローブ１０８ａのサンプル実装を以下に提示する。センサプローブ１０８ｂ～１０８ｈは、取り付け位置及び／又は長さが変更された、実質的に類似したものであり得ることが理解されよう。センサプローブ１０８ａはノーズコーン１１０を含む。図３及び図６を参照すると、ノーズコーン１１０は、前方セクション１１１ａ及び後方セクション１１１ｂを含んでもよい。前方セクション１１１ａは、センサプローブ１０８ａの最前方部分を規定してもよい。前方セクション１１１ａは、動作中に流れに遭遇し、航空機１００の抗力を緩和するように構成されてもよい。例えば、前方セクション１１１ａは、ノーズコーン１１０のドーム形状の先端部１５８を規定してもよい。ドーム形状の先端部１５８は、ノーズコーン１１０の実質的に円錐形の輪郭を規定してもよい。他の実施例では、ドーム形状先端部１５８は、より角張った輪郭を規定してもよい。ノーズコーン１１０のドーム形状先端部１５８から、円錐状遷移部１６０が延びている。円錐状遷移部１６０は、ドーム形状先端部１５８とノーズコーン１１０の後方セクション１１１ｂとの間にノーズコーン１１０の角張った又は傾斜した遷移部を規定してもよい。例えば、円錐状遷移部１６０は、航空機１００の動作中にセンサプローブ１０８ａが徐々に空気を分けることができる外形輪郭を有する実質的に錐体形状によって概ね規定されてもよい。
ノーズコーン１１０の後方セクション１１１ｂは、ノーズコーン１１０の前方セクション１１１ａから延びていてもよい。後方セクション１１１ｂは、ノーズコーン１１０の電気部品を収容する為に使用され得るノーズコーン１１０の本体を規定してもよい。例えば、後方セクション１１１ｂは円筒状部分１６２を含んでもよい。円筒状部分１６２は、センサプローブ１０８ａによって遭遇される流れの方向に概ね沿った、実質的に一定の外形輪郭を規定してもよい。例えば、円筒状部分１６２は、センサプローブ１０８ａの中心線に対して略平行な実質的に一定の外形輪郭を規定してもよい。後方セクション１１１ｂは又、マウント領域１６４を規定してよい。マウント領域１６４は、後方セクション１１１ｂにおいてノーズコーン１１０の本体内に少なくとも部分的に延びる凹型の機能であってよい。マウント領域１６４は、様々なマイクロフォンアセンブリ及び関連する構成要素用を含めて、センサプローブ１０８ａの１つ以上の内部構成要素の為の座を規定してもよい。
ノーズコーン１１０は、一体的に構成された、又は一体型の構成要素であってよい。後方セクション１１１ｂは前方セクション１１１ａから連続的に延びていてもよい。ドーム形状先端部１５８、円錐状遷移部１６０、及び円筒状部分１６２は、互いに協働して、センサプローブ１０８ａの最前方部分から滑らかで連続的な空気力学的形状及び輪郭を規定してもよい。連続的な空気力学的輪郭は、ノーズコーン１１０に沿った気流の急激な遷移を緩和することによって、例えば、ドーム形状先端部１５８と円錐状遷移部１６０との間の界面に沿って、及び／又は円錐状遷移部１６０と円筒状部分１６２との間の界面に沿って、急激な遷移を緩和することによって、航空機１００の抗力を制限してもよい。
ノーズコーン１１０はバリア材料１１３を含んでもよい。幾つかの実施例では、ノーズコーン１１０は、実質的に全体がバリア材料１１３で構成されてもよい。これらの実施例では、バリア材料１１３は、ノーズコーン１１０の構造を規定すると共に、不要な信号を選択的に減衰させることを含めて、ノイズの発生を最小化しながら音響信号を伝送する為に作用してもよい。例えば、バリア材料１１３の一部は、対象オーディオ信号に対して実質的に透過性である音響透過性材料又は他の材料を含み得る。従って、ノーズコーン１１０は、不要な信号（ノイズ）を選択的に減衰させ、追加の不要な信号の生成又は不要な信号の歪みを最小化する音響経路を提供し得る。一例では、バリア材料１１３は、多孔質で疎水性のプラスチックであってもよい。ジョージア州アトランタのポーレックスコーポレーション（Ｐｏｒｅｘ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）製のポーレックス（Ｐｏｒｅｘ（登録商標））が使用されてもよい。気孔１６１は、音響透過性材料全体に規定されてもよい。気孔１６１はノーズコーン１１０を通る流れの為の蛇行した経路を規定してもよい。場合によっては、気孔１６１は、バリア材料１１３を通して実質的に等間隔であってもよいが、他の実施形態では不規則に規定されてもよい。様々な気孔１６１及び他の構造は、マイクロフォンへの直接流の影響を防ぐように構成されてもよく、又、気流によって発生するノイズがマイクロフォンによって検知されるべき望ましい音の周波数（例えば、０～５００Ｈｚ）に影響を与えないように気流を配向してもよい。このようにして、ノーズコーン１１０は、広帯域ノイズ変動を低減するように構成されてもよく、気孔は、マイクロフォンに到達する前に流れを安定化させるのに役立ち得る。ノイズの低減は、所望の音響信号の検知を強化するのに役立ち、侵入機をより正確に検知することを可能にし得る。
多孔質の疎水性プラスチックは一般に、ノーズコーン１１０の本体への水分の侵入を防止するように構成されてもよい。例えば、バリア材料１１３の気孔及び空隙領域によって規定される様々な内部経路は、ノーズコーン１１０を通る水分の通過を阻止又は防止できる。音響透過性と水分バリアとの組み合わせは、ノーズコーンがセンサプローブ１０８ａの内部構成要素を外部環境の汚染物質から遮蔽する一方で、マイクロフォン装置を含む内部構成要素が音響信号検知の為に外部環境に音響的に露出されるようにすることを可能にし得る。又、ノーズコーン１１０は、紫外線を遮蔽するように構成されてもよい。
他の材料及び構造でのノーズコーン１１０も同様に企図される。例えば、ノーズコーン１１０の一部は、微細なステンレス鋼メッシュを有する固体プラスチックで構成されてもよい。付加的に又は代替的に、ノーズコーン１１０の一部は、布製のメッシュを有する固形プラスチックで構成されてもよい。付加的に又は代替的に、ノーズコーン１１０の一部は発泡体で構成されてもよい。他の実施例では、他の材料が可能であり、それは、複数の異なる材料からノーズコーン１１０を構築することを含む。多くの実施形態において、ノーズコーン１１０の構造は、マイクロフォンに対する流れ角の影響を低減するように選択され、同時に、水やデブリがマイクロフォンセンサに到達するのを防止するように選択される。
センサプローブ１０８ａは又、仲介媒体１１２を含んでもよい。仲介媒体１１２は、流入気流をフィルタリングし、及び／又はノーズコーン材料を通って伝播する信号を選択的に減衰させる、又は弱めるように動作してもよい。仲介媒体１１２は、発泡体、蛇行経路フィルタ、精密織布等を含み得る。仲介媒体１１２の形状、質感、材料は、例えば、仲介媒体１１２を通って伝搬する音響信号を所定の程度に減衰させることによって、センサプローブ１０８ａ内に特定の聴覚特性を誘導するように調整されてもよい。仲介媒体１１２はポリウレタンフォームであってもよい。仲介媒体１１２は略円筒形であってもよい。
図４Ａ及び図４Ｂを参照すると、センサプローブ１０８ａは、マイクロフォンアセンブリマウント１１４も含み得る。マイクロフォンアセンブリマウント１１４は、センサプローブ１０８ａの内部構成要素及びセンサの為の取付構造を規定してもよい。マイクロフォンアセンブリマウント１１４は、一端が実質的に閉じた円筒形且つ中空の本体によって規定されてもよい。閉端において、マイクロフォンアセンブリマウント１１４は、貫通して延在するマウント開口部１７０を含んでもよい。マイクロフォンアセンブリマウント１１４は又、マウント位置合わせ機能１７１を含んでもよい。マウント位置合わせ機能１７１は、マイクロフォンアセンブリマウント１１４の内部又は中空領域に延びるノッチ、突出部、又は他の要素であってもよい。
接着剤１１６又は他の締結要素も、センサプローブ１０８ａと共に提供されてもよい。接着剤１１６は、航空機１００の動作中に電気部品がその位置を維持するように、センサプローブ１０８ａ内に電気部品を構造的に取り付ける為に十分な接着特性を有する両面接着剤であってもよい。接着剤１１６は又、耐候性、圧力差又は変化に対する免疫性、及び／又は航空機１００の動作中に接着性を維持するように構成されてもよい。接着剤１１６は又、センサプローブ１０８ａ内に配置する為の輪郭を有していてもよい。例えば、接着剤１１６は、接着剤開口部１７２及び接着剤位置合わせ機能１７３を含んでもよい。
センサプローブ１０８ａは、マイクロフォンアセンブリ１１８を使用して音響信号を検知するように構成されてもよい。マイクロフォンアセンブリ１１８は、マイクロフォン装置１１８ａ及びスティフナー構造１１８ｂを含んでもよい。マイクロフォン装置１１８ａは、バリア材料１１３を通る音響信号を検知するように構成された１つ以上の全方向性マイクロフォン、指向性マイクロフォン、又は同種のもの等の任意の適切なオーディオセンサを含んでもよい。多くの構造が可能であるが、マイクロフォン装置１１８ａは、他の構成要素のうちでもとりわけ、ウィンドスクリーン又はバリア層、振動板、コイル、磁気コア、振動を電気信号に変換するカプセル又は他の装置、及び／又は前記電気信号を伝送する為の出力を含んでもよい。スティフナー構造１１８ｂは、マイクロフォン装置１１８ａに剛性を与えるプレート、ロッド、基部、又は他の構造体であってもよい。スティフナー構造は、スティフナー開口部１７４及びスティフナー位置合わせ機能１７５を含んでもよい。
ノーズコーンマウント１２０も又、センサプローブ１０８ａと共に提供される。図４ａ及び図５に関して示されるように、ノーズコーンマウント１２０はノーズコーン座１２１を含む。ノーズコーン座１２１は、センサプローブ１０８ａの遠位端に向かう方向に延びる細長い部材又は管であってよい。ノーズコーンマウント１２０は溝１２３を更に含んでもよい。溝１２３はノーズコーン座１２１に隣接するリングを形成するチャネルであってもよい。Ｏリング、Ｕカップ、又は他の圧縮性シール等のシール要素１４８が、溝１２３内に実質的に着座可能に提供されてもよい。ノーズコーンマウント１２０は更に、空洞１５０（図５に透視図で示されている）を規定してもよい。ノーズコーンマウント１２０は、入口ポート１５１ａ及びブリードポート１５１ｂを更に含んでもよい。入口ポート１５１ａは、ノーズコーンマウント１２０の外面から空洞１５０内に延び、グルー等の結合物質を受容するように構成されてもよい。ブリードポート１５１ｂは、空洞１５０から外面に延び、空洞１５０から余剰結合物質を放出するように構成されてもよい。
センサプローブ１０８ａは又、細長い部材１２４を含んでもよい。細長い部材１２４は、内部が空洞である管であってもよい。細長い部材１２４は、航空機１００の一部からセンサアセンブリ１０８ａの構成要素を分離するのに十分な距離だけ細長く延びていてもよい。細長い部材１２４は、翼アセンブリ１０４、機体、及び／又は航空機１００の他の部分に対するセンサプローブ１０８ａの振動を弱める為に、十分な剛性を有していてもよい。フレックスハーネス１２２も配設される。フレックスハーネス１２２は、細長い距離に沿って延びる、様々な導体を収容することを含む電気的結合を含んでもよい。電気的結合は、フレックスハーネス１２２によって伝播される電気信号を実質的に損傷したり中断したりすることなく、実質的に可撓性且つ操作可能であってよい。
マイクロフォンアセンブリ１１８がノーズコーン１１０の下流に固定されるように、センサプローブ１０８ａが結合されてもよい。ノーズコーン１１０のマウント領域１６４は、図６Ａに示すように、後方セクション１１１ｂでマイクロフォンアセンブリ１１８を少なくとも部分的に受容してもよい。これにより、ノーズコーン１１０の前方セクション１１１ａ及びその中に含まれるバリア材料１１３の下流にマイクロフォンアセンブリ１１８を位置決めできる。ノーズコーン１１０によるマイクロフォンアセンブリ１１８の少なくとも部分的な受容は又、マイクロフォンアセンブリ１１８とセンサプローブ１０８ａの外部環境との間に環境シールドを規定するのに役立ち得る。実装される場合、仲介媒体１１２は又、マウント領域１６４でノーズコーン１１０によって受容され得る。図６Ａの例では、仲介媒体１１２は、ノーズコーンの前方セクション１１１ａとマイクロフォンアセンブリ１１８との間に配置される。
ノーズコーン１１０の他の例が本明細書で企図される。例えば、図７Ａを参照すると、ノーズコーン１１０’が図示されている。ノーズコーン１１０’はノーズコーン１１０に実質的に類似していてもよく、前方セクション１１１ａ’、後方セクション１１１ｂ’、先端部１５８’、円錐状遷移部１６０’、及び円筒状部分１６２’を含む。前述の類似性に拘らず、ノーズコーン１１０’は、一連のスリット１９５等の１つ以上の開口を含んでもよい。一連のスリット１９５は、ノーズコーン１１０’の周りに周方向に間隔を空けて配置され、或いはノーズコーンを介して他の方法で規定され、外部環境と内部環境との間の流路を規定してもよい。一連のスリット１９５はスリット１９６を含むものとして示されている。スリット１９６は、ノーズコーン１１０’の軸方向に沿って延在する概ね細長い開口部であってもよい。例えば、スリット１９６は、航空機１００の進行方向に沿って細長く延びることができる。しかしながら、他の実施形態では、開口部は、スロット、穴等、他の態様の形状であってもよい。スリット１９６は、マイクロフォンアセンブリ１１８を保持するような、センサプローブ１０８ａの空洞１５０又は他の内部容積の中に延在するか、又は少なくともそれと連通してもよい。スリットの方向及び形状は、ノイズ低減を支援する為に、特定の方向における気流の影響を低減するように構成されてもよい。例えば、スリット１９６のサイズ及び寸法は、空気流の様々な空気力学的特性に基づいて調整されてもよい。
図４Ａ及び図４Ｂを参照すると、マイクロフォンアセンブリ１１８は、マイクロフォンアセンブリ１１８を所望の位置に配向させる為に、センサプローブ１０８ａ内に結合されてもよい。一実施例では、ノーズコーン１１０によって遭遇する流れの方向に対して実質的に垂直な方向に沿ってマイクロフォンアセンブリ１１８を配置することが望ましくあり得る。この配置構成を容易にする為にマイクロフォンアセンブリマウント１１４は、マイクロフォンアセンブリマウント１１４の実質的に閉じた端部がノーズコーン１１０の後方セクション１１１ｂの実質的に円形の断面に沿って延びるように、ノーズコーン１１０のマウント領域１６４内に受容されてよい。接着剤１１６は、マイクロフォンアセンブリマウント１１４の中に塗布されてもよい。マイクロフォンアセンブリ１１８は、マイクロフォンアセンブリマウント１１４の反対側の接着剤１１６上に着座していてもよい。従って、マイクロフォンアセンブリ１１８は、後方セクション１１１ｂの実質的に円形の断面に沿った方向、或いはノーズコーン１１０によって遭遇する流れの方向に対して実質的に垂直である方向に沿って固定されてもよい。フレックスハーネス１２２は、マイクロフォンアセンブリ１１８に電気的に結合されてもよい。フレックスハーネス１２２は、マイクロフォンアセンブリ１１８の配向を容易にすることができる。例えば、フレックスハーネス１２２は、電気的接続を損なうことなく、様々な構成及び配置でマイクロフォンアセンブリ１１８から延びてもよい。図４Ａに示すように、フレックスハーネス１２２は、マイクロフォンアセンブリ１１８から延び、細長い部材１２４を通って延びる前に実質的に９０度のターンを規定する。フレックスハーネス１２２は、マイクロフォンアセンブリ１１８を航空機１００の様々な構成要素及びシステムと電気的に結合させる為に、細長い部材１２４を通って延び、結合ノード１４２（図２）及び／又は航空機１００の他の電気部品と電気的に結合する。
マイクロフォン装置１１８ａの回転位置を規定する為に、マイクロフォンアセンブリ１１８は、センサプローブ１０８ａ内に結合されてもよい。場合によっては、マイクロフォンアセンブリのマウントは、気流の局所流れ角に応答してマイクロフォンアセンブリを回転的に位置決めするように構成されてもよい。位置決めは、能動的であっても受動的であってもよい。付加的に又は代替的に、マイクロフォン装置１１８ａは、スティフナー構造１１８ｂに剛固定されてもよい。スティフナー構造１１８ｂは、マウント位置合わせ機能１７１及びスティフナー位置合わせ機能１７５が互いに係合するように、マイクロフォンアセンブリマウント１１４によって受容されてもよい。マウント位置合わせ機能１７１とスティフナー位置合わせ機能１７５とは相補的な位置合わせ機能であってもよい。例えば、マウント位置合わせ機能１７１は、スティフナー位置合わせ機能１７５の、マウント位置合わせ機能１７１との位置合わせが無い場合に、スティフナー構造１１８ｂのマイクロフォンアセンブリマウント１１４への進入を防止する突出部であってよい。接着剤位置合わせ機能１７３は、適切な回転位置でマイクロフォンアセンブリマウント１１４内に受容する為に同様に構成されてもよい。
マイクアセンブリ１１８は、センサプローブ１０８ａの中心線からオフセットされた音響回廊１９０を規定する為に、センサプローブ１０８ａ内で回転可能に位置合わせされてもよい（例えば、図４Ｂ及び図６）。音響回廊１９０は、実質的に空虚な空間であるセンサプローブ１０８ａ内の音響信号の経路を規定してもよい。音響回廊１９０は、マウント開口部１７０、接着剤開口部１７２、及びスティフナー開口部１７４によって部分的に規定されてもよい。マイクロフォンアセンブリマウント１１４、接着剤１１６、及びスティフナー構造１１８ｂを回転的に位置合わせすることにより、マウント開口部１７０、接着剤開口部１７２、及びスティフナー開口部１７４を互いに位置合わせして、マイクロフォン装置１１８ａに繋がるセンサプローブ１０８ａ内の連続的で途切れない空隙空間を規定できる。
ノーズコーンマウント１２０は、ノーズコーン１１０と連動してセンサプローブ１０８ａ内のマイクロフォンアセンブリ１１８を結合する為にも利用され得る。例えば、ノーズコーン１１０は、ノーズコーンマウント１２０に着座し、マイクロフォンアセンブリ１１８及び関連する構成要素をその中に収容するように協働してもよい。一構成では、ノーズコーン１１０は、ノーズコーンマウント１２０のノーズコーン座１２１と溝１２３の上にスライドされる。例えば、ノーズコーン座１２１は、ノーズコーン１１０のマウント領域内に挿入されてもよい。シール要素１４８は、溝１２３に着座し、マウント領域１６４内でノーズコーン１１０との摩擦嵌合を規定してもよい。グルー及び他の接着剤を使用して、ノーズコーン１１０をノーズコーンマウント１２０上に固定してもよい。係合済み構成では、ノーズコーン１１０とノーズコーンマウント１２０は、空気流がノーズコーン１１０とノーズコーンマウント１２０の外部界面を横断する際の抗力を最小にするので、実質的に連続した又は途切れない輪郭を規定し得る。
ノーズコーンマウント１２０は、グルー等の結合物質を用いて細長い部材１２４に結合されてもよい。図５及び図６に示すように、細長い部材１２４は、ノーズコーン１１０の反対側のノーズコーンマウント１２０に関心を持たせてもよい。細長い部材１２４は、空洞１５０の中に延びていてもよい。空洞１５０を満たし、細長い部材１２４をノーズコーンマウント１２０に結合させる為に、結合物質が入口ポート１５１ａに導入されてもよい。余剰結合物質は、ブリードポート１５１ｂを介して空洞から出てもよい。
センサプローブ１０８ａは、離脱機構１３０を介して航空機１００に結合されてもよい。図８は、細長い部材１２４（及び関連するセンサ）が離脱機構１３０のブレード１３４に結合されている一例示的な実施態様を示している。細長い部材１２４は、ノーズコーン１１０に対向するセンサプローブ１０８ａの近位端でブレード１３４に挿入されてもよい。細長い部材１２４は、ブレード１３４の中に延び、ブレード１３４内に規定された第１の充填済み空洞１５７ａ及び第２の充填済み空洞１５７ｂに到達してもよい。第１及び第２の空洞１５７ａ、１５７ｂは、ブレード１３４のクローズアウト１５６によって部分的に規定されてもよい。クローズアウト１５６は、ブレード１３４の壁を規定する輪郭のあるプレートであってよく、第１の充填済み空洞１５６ａと第２の充填済み空洞１５７ｂを互いに分離するブレード１３４内へと延在する分割部１５９を含む。クローズアウトは更に、貫通して延在する注入ポート１５８ａ及びブリードポート１５８ｂを含む。注入ポート１５８ａは、結合物質を受容し、結合物質を第１の充填済み空洞１５７ａに導入するように構成されてもよい。結合物質は、充填方向Ｆｄに沿って進み、第２の充填済み空洞１５７ｂの中に入ってもよい。余剰結合物質は、ブリードポート１５８ｂを介して放出されてもよい。結合物質は硬化されて、細長い部材１２４をブレード１３４内に固定してもよい。
動作時、センサプローブ１０８ａは音響信号を検知するように構成されてもよい。例えば、ノーズコーン１１０は、侵入機からのもの等、音響信号に関連する空気の流れを受けるように構成されてもよい。
センサプローブ１０８ａは又、オーディオ信号を検知し、検知中のノイズ又は他の不要な信号の影響を制限するように動作してもよい。図１０の流れ図を参照すると、センサプローブ１０８ａ等のセンサプローブを使用してオーディオ信号を検知する為のプロセス１０００が描かれている。オペレーション１００４で、センサプローブのノーズコーンに沿って気流が受けられる。例えば、図１Ａを参照すると、気流は、センサプローブ１０８ａ～１０８ｈの何れかのノーズコーン１１０、１１０’に沿って受けられてよい。オペレーション１００８で、気流の外部環境に関連するオーディオ信号が、マイクロフォンアセンブリを使用して検知される。例えば、図３及び図４Ａを参照すると、マイクロフォンアセンブリ１１８は、気流の外部環境に関連するオーディオ信号を検知し得る。オペレーション１０１２で、オーディオ信号に対する直接流からのノイズ又は他の不要な信号が、複数の局所流れ角に関して低減される。例えば、及び図５～７Ｂを参照すると、ノーズコーン１１０、１１０’は、マイクアセンブリ１１８を、航空機１１０の動作によって生成されるオーディオ信号等のノイズ又は他の不要なオーディオ信号から遮蔽するように構成され得る。
一実施例では、図７Ｂに示すように、ノーズコーン１１０’は、直接流入流１９２とマイクロフォンアセンブリ１９９との間にシールドを規定してもよい。図７Ｂに概略的に示すように、マイクロフォンアセンブリ１９９は、オーディオ信号を受信するように構成された部分１９８を備えてもよい。マイクロフォンアセンブリ１９９及び部分１９８は、ノーズコーン１１０’によって少なくとも部分的に規定された内部容積１９７内に配置されてもよい。ノーズコーン１１０’は、流入直接流１９２の方向性を取り除くか、或いは緩和するように構成されてもよい。例えば、ノーズコーン１１０’は、ノーズコーン１１０に沿って流れ１９２を案内し、内部容積１９７への流れ１９２の直接進入をブロックしてもよい。スリット１９６は、部分１９８による受信の為に、標的オーディオ信号１９４（例えば、侵入機からの）を空洞１９７に入れるようにノーズコーン１１０上に配置されてもよい。スリット１９６は、流れ１９２がノーズコーン１１０’の下流でノーズコーン１１０’から遷移又は分離するように、ノーズコーン１１０’上に位置決めされてもよい。
付加的に又は代替的に、ノーズコーンの音響透過性材料又は他の部分を使用して、ノイズの低減を促進できる。例えば、図６Ｂを参照すると、バリア材料１１３は、流入流１９２を受容してもよい。バリア材料１１３は、対象オーディオ信号（例えば、侵入機によって生成されるオーディオ）に対して実質的に透過性であってもよい。従って、バリア材料１１３は、信号の不要信号（ノイズ）を選択的に減衰させ、追加の不要信号の生成又は不要信号の歪みを最小化する音響経路を提供し得る。図６Ｂに示すように、流入流１９２は、フィルタリング部１９３でフィルタリングされて、不要なノイズを除去することができる。標的オーディオ信号１９４は、センサプローブ１０８ａの１つ以上のマイクロフォンアセンブリによるその後の検知の為に、ノーズコーン１１０を通って進み続けてよい。
他の実施例及び実装形態でも本開示及び添付の請求項の範囲及び趣旨の範囲内である。例えば、機能を実装する特徴は、機能の一部が異なる物理的位置で実装されるように分散されることを含めて様々な位置に物理的に配置されることも可能である。従って、本明細書に記載された具体例の前述の説明は、例示及び説明の目的で提示されたものである。それらは、網羅的であること、又は開示された正確な形態に実施例を限定することを対象としていない。当業者には、上記の教示に鑑みて、多くの修正及び変形が可能であることは明らかであろう。
１００ 航空機
１０１ａ～ｂ ノードカップリング
１０２ 機体
１０３ 尾部
１０４ 翼アセンブリ
１０６ 推進システム
１０６ａ 前部プロペラ
１０６ｂ 後部プロペラ
１０８ａ～ｈ センサプローブ
１１０ ノーズコーン
１１１ａ 前方セクション
１１１ｂ 後方セクション
１１３ バリア材料
１１４ マイクロフォンアセンブリマウント
１１６ 接着剤
１１８ マイクロフォンアセンブリ
１２２ フレックスハーネス
１２４ 細長い部材
１４２ 結合ノード
１５０ 空洞
１５９ 分割部
１６４ マウント領域
１７０ マウント開口部
１７１ マウント位置合わせ機能
１７２ 接着剤開口部
１７４ スティフナー開口
１７５ スティフナー位置合わせ機能
１９０ 音響回廊
１９５、１９６ スリット
１０１ａ～ｂ ノードカップリング
１０２ 機体
１０３ 尾部
１０４ 翼アセンブリ
１０６ 推進システム
１０６ａ 前部プロペラ
１０６ｂ 後部プロペラ
１０８ａ～ｈ センサプローブ
１１０ ノーズコーン
１１１ａ 前方セクション
１１１ｂ 後方セクション
１１３ バリア材料
１１４ マイクロフォンアセンブリマウント
１１６ 接着剤
１１８ マイクロフォンアセンブリ
１２２ フレックスハーネス
１２４ 細長い部材
１４２ 結合ノード
１５０ 空洞
１５９ 分割部
１６４ マウント領域
１７０ マウント開口部
１７１ マウント位置合わせ機能
１７２ 接着剤開口部
１７４ スティフナー開口
１７５ スティフナー位置合わせ機能
１９０ 音響回廊
１９５、１９６ スリット
Claims (35)
- 航空機の一部分に関連する航空機センサプローブであって、
オーディオ信号を受信するように構成された一部分を有するマイクロフォンアセンブリと、
前記マイクロフォンアセンブリに関連し、複数の局所流れ角について気流の直接衝突によって発生するノイズから前記マイクロフォンアセンブリの前記部分を遮蔽するように構成されたノーズコーンと、
を備えた航空機センサプローブ。 - 前記ノーズコーンは前記マイクロフォンアセンブリの前記部分と前記航空機センサプローブの外部環境との間の前記オーディオ信号の為の音響経路を維持するように構成されている、請求項１に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーンは、内部容積を規定し、複数のスリットを含み、
前記マイクロフォンアセンブリの前記部分は前記内部容積内に配置され、
前記一連のスリットは、前記外部環境と前記マイクロフォンアセンブリの前記部分との間の前記音響経路を規定する、請求項２に記載の航空機センサプローブ。 - 前記ノーズコーンは、前記複数の流れ角について、前記一連のスリットの実質的に下流までの前記流れの遷移又は分離を緩和するように構成される、請求項３に記載の航空機センサプローブ。
- 前記一連のスリットは、前記内部容積の周りに円周方向に間隔を空けて配置されている、請求項４に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーンは音響透過性材料を含む、請求項２に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーンは内部容積を規定し、
前記マイクロフォンアセンブリの前記部分は前記内部容積内に配置され、
前記音響透過性材料は、前記外部環境と前記マイクロフォンアセンブリの前記部分との間の前記音響経路を規定する、請求項６に記載の航空機センサプローブ。 - 前記ノーズコーンが、
前記複数の局所流れ角について気流を受けるように構成された先端部と、
前記先端部から延びる遷移部と、を備え、
前記先端部と前記遷移部は協働して、前記複数の局所流れ角について前記マイクロフォンアセンブリの前記部分の下流に前記気流の流れ遷移点を確立する、請求項１に記載の航空機センサプローブ。 - 前記ノーズコーンと前記マイクロフォンアセンブリの前記部分との実質的に間に配置され、前記気流をフィルタリングするか、又は前記ノーズコーンを介して伝播する信号を選択的に減衰させることの少なくとも１つを行うように構成された仲介媒体を更に含む、請求項１に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーンは疎水性材料を含む、請求項１に記載の航空機センサプローブ。
- 前記疎水性材料は、内部が多孔質である、請求項１０に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーンの下流にあり、前記ノーズコーンによって遭遇する流れの方向に対して実質的に垂直に前記マイクロフォンアセンブリを装着するように構成されたマイクロフォンアセンブリマウントを更に含む、請求項１に記載の航空機センサプローブ。
- 前記マイクロフォンアセンブリマウントは、前記ノーズコーンの中心線に対して前記マイクロフォンアセンブリを回転可能に配置するように構成された位置合わせ機能を含む、請求項１２に記載の航空機センサプローブ。
- 前記マイクロフォンアセンブリマウントは、前記気流の局所流れ角に応答して前記マイクロフォンアセンブリを回転可能に位置決めするように構成される、請求項１２に記載の航空機センサプローブ。
- 前記局所流れ角の検知に基づいて前記マイクロフォンアセンブリを能動的に回転位置決めするように構成されたアクチュエータを更に備える、請求項１４に記載の航空機センサプローブ。
- 前記マイクロフォンアセンブリを前記航空機の前記部分の電子機器に動作可能に結合するフレックスハーネスを更に備える、請求項１に記載の航空機センサプローブ。
- 前記ノーズコーン用の座を規定し、前記マイクロフォンアセンブリを少なくとも部分的にその中に収容するノーズコーンマウントと、
前記ノーズコーンマウントと前記航空機の前記部分との間に延在し、前記フレックスハーネスをその中に保持する細長い部材と、を更に備える、請求項１６に記載の航空機センサプローブ。 - 前記細長い部材は、前記ノーズコーンマウントと前記航空機の離脱機構との間に延在し、前記離脱機構は、閾値の力を受けると前記航空機センサプローブと前記航空機の前記部分とを分離するように構成される、請求項１７に記載の航空機センサプローブ。
- オーディオ信号を検知するように構成されたセンサプローブの配置構成を備えた航空機であって、
前記配置構成の各センサプローブは、複数の局所流れ角について気流を操作して、前記オーディオ信号について直接流からのノイズを低減するように構成される、航空機。 - 前記センサプローブの前記配置構成の１つ以上のセンサプローブが、実質的に前記航空機の内部に配置されている、請求項１９に記載の航空機。
- 前記センサプローブの前記配置構成のうち１つ以上は前記航空機の前記部分から延びている、請求項１９に記載の航空機。
- 前記航空機は、前縁を有する固定翼アセンブリを備え、
前記センサプローブの前記配置構成のうちの１つ以上は前記前縁から延びている、請求項２１に記載の航空機。 - 前記センサプローブの前記配置構成の少なくとも第１のセンサプローブは、前記前縁から第１の長さで延び、
前記センサプローブの前記配置構成の少なくとも第２のセンサプローブは、前記前縁から第２の長さで延びている、請求項２２に記載の航空機。 - 前記航空機が機体を有し、
前記翼アセンブリが前記機体に接続されて、前記機体の第１の側に隣接する第１の翼部分と、前記機体の第２の側に隣接する第２の翼部分とを規定し、
前記センサプローブの前記配置構成のうちセンサプローブの第１のサブセットは前記第１の翼部分に接続され、
前記センサプローブの前記配置構成のうちセンサプローブの第２のサブセットは前記第２の翼部分に接続される、請求項２３に記載の航空機。 - 前記センサプローブの第１のサブセットは、
前記第１の長さを有する前記第１のセンサプローブと、
前記第２の長さを有する前記第２のセンサプローブと、
前記第２の長さを有する第３のセンサプローブと、
前記第２の長さを有する第４のセンサプローブとを備えている、請求項２４に記載の航空機。 - 前記配置構成の各センサプローブは、
前記オーディオ信号を受信するように構成されたポートを有するマイクロフォンアセンブリと、
前記マイクロフォンアセンブリに関連し、前記気流を操作して前記ノイズを低減するように構成されたノーズコーンとを含む、請求項１９に記載の航空機。 - 前記ノーズコーンは、前記マイクロフォンアセンブリの前記部分の周囲に環境バリアを規定する、請求項２６に記載の航空機。
- 前記ノーズコーンは音響透過性材料を含む、請求項２７に記載の航空機。
- 前記ノーズコーンは、内部容積と、前記航空機の外部環境と前記内部容積の間に延在する一連のスリットを規定し、
前記マイクロフォンアセンブリの前記部分は前記内部容積の中に配置され、
前記一連のスリットは、前記外部環境と前記マイクロフォンアセンブリの前記部分との間に音響経路を規定する、請求項２６に記載の方法。 - 航空機センサプローブのノーズコーンに沿って気流を受けるステップと、
マイクロフォンアセンブリを使用して、前記気流の外部環境に関連するオーディオ信号を検知するステップと、
複数の局所流れ角について前記オーディオ信号に関する直接流からのノイズを低減するステップと、を含む方法。 - 前記検知するステップは、実質的に前記ノーズコーンを介して前記オーディオ信号を受信することを含む、請求項３０に記載の方法。
- 前記オーディオ信号は前記ノーズコーン内のスリット又は前記ノーズコーンの一部を形成する音響透過性材料を通して受信される、請求項３１に記載の方法。
- 前記低減するステップは、前記マイクロフォンアセンブリの実質的に下流に前記気流の遷移又は分離を確立することを含む、請求項３１に記載の方法。
- 更に、前記ノーズコーンを用いて前記マイクロフォンアセンブリを水分及び紫外線から遮蔽するステップを含む、請求項３０に記載の方法。
- 前記航空機センサプローブは航空機の翼アセンブリに接続され、
前記方法が更に、前記航空機の前記翼アセンブリに対する前記航空機センサプローブの振動を減衰させるステップを含む、請求項３０に記載の方法。
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| US63/021,633 | 2020-05-07 | ||
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| US63/082,869 | 2020-09-24 | ||
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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2023
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