JP6166386B2 - 制御可能な気流修正装置の周期的荷重制御 - Google Patents

Description

関連出願の相互参照
本出願は、２０１３年２月５日に「制御可能な気流修正装置の周期的荷重制御」と題して出願された、本明細書中にその全体が参照により組み込まれる米国特許出願第６１／７６１，１８７号の優先権を主張するものであり、その非仮特許出願である。

航空機業界には、航空機の効率を向上し、化石燃料の消費量を削減するという高まり続けるニーズが存在す。効率、性能および美観を向上するために小翼が設計され、大型の大量旅客航空機を含む多くの航空機に設置されている。このような小翼は、通常、翼の端部に取り付けることがある水平本体部分、および、水平本体部分から上方に、鉛直に拡張することがある傾斜部分から成る。例えば、小翼は、飛行効率、航空機の性能を向上するため、また航空機の美観を改善するために、航空機の既存の翼に取り付けることができる。同様に、シンプルな翼拡張部が使用されて、同様の目標に対処してきた。

しかしながら、小翼または翼拡張部を設置する費用は、小翼または拡張部を設置した後に翼を再製作し、認証するための要件のために、多くの場合、法外に高価である。したがって、小翼および翼拡張部のアフターマーケット据え付けは、大航空会社が所有し運用している大型航空機のために、一般に確保されている。

既存の小翼および翼拡張部は、各小翼および翼拡張部が、特定の航空機の型の特定の翼用に設計され、認証されなければならない点で、限られた実用性を有している。さらに、小翼または翼拡張部を航空機に追加することは、通常、翼上の荷重を増大し、それによって翼の耐用期間を減少させ、および／または、翼に対する多大な構造補強の追加を必要とする。そもそも、この構造補強の重量は小翼の追加によって得られるあらゆる効率を損ねる。さらに、既存の固定した小翼および翼拡張部は、飛行中の状態変化に適応できない。したがって、当技術においては、航空機の小翼および翼拡張部の改良へのニーズが残っている。

本概要は、発明を実施するための形態において以下でさらに説明する、簡略化された形の概念の抽出を紹介するために提供される。本概要は、主張される主題の重要な特長または本質的な特長を特定することを目的とするものでも、主張される主題の範囲を限定するために使用されることを目的とするものでもない。

本開示は、複数の制御可能空気流修正装置を使用することのできるアクティブ型空気流修正システムについて説明する。例えば、航空機は、アクティブ型翼拡張部に結合される基準翼を持った胴体を備える。アクティブ型翼拡張部は複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）を備えることができる。ＣＡＭＤは、制御面、および、飛行中の荷重データおよび／または荷重履歴データに少なくとも部分的に基づいて制御面の動きを制御する制御システムを備えることができる。制御システムは、独立してまたは互いに連携して複数のＣＡＭＤを制御するように構成することができる。

様々な実施形態は、航空機の基準翼に固定して取り付けることができる翼拡張部を提供する。ここで、翼拡張部は複数のＣＡＭＤを備えることができる。ＣＡＭＤは、ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合することができる。様々な実施形態では、制御システムは、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤシステムと独立に、複数のＣＡＭＤを制御するように構成することができる。制御システムは、制御ロジックを含む制御装置を備えることができる。制御装置は、航空機上に位置するセンサおよび／または複数のセンサに通信で結合され、航空機の飛行状態を示す信号を受信することができる。制御装置は、航空機上に位置するセンサからの信号に少なくとも部分的に基づいて、ＣＡＭＤを調整するように構成することができる。

様々な実施形態は、複数のＣＡＭＤを含むアクティブ空気流修正システムの使用を提供する。例えば、システムは、航空機上に位置するセンサから飛行状態データを受信することができる。システムは、受信した飛行状態データに少なくとも部分的に基づいて、航空機の翼拡張部上に位置する複数のＣＡＭＤを調整することができる。ＣＡＭＤは、例えば、翼に作用する空気力に起因し、空気力と関連付けられた翼の圧力の中心を機内に移動させることによって航空機の翼の翼面荷重を削減し、および／または、航空機の翼の疲労寿命に対する翼拡張部の影響を削減するように制御面を回転させることによって調整することができる。追加でまたは別のものとして、ＣＡＭＤを使用して、ねじり荷重はもとより、例えば周期的荷重、空気力学的フラッタを検出、および／また、反応することができる。ＣＡＭＤは、互いに独立して、または互いに連携して調整することができる。

発明を実施するための形態について、添付図面に関し説明する。図において、参照番号の最も大きな位の数字（複数も可）は、その参照番号が最初に表わされる図を特定する。異なる図における同一参照番号の使用は、類似または同一の項目を示す。

航空機の翼に取り付け可能な鉛直に拡張する翼端装置を持った、実例的な翼拡張部を示す図である。 航空機の翼に取り付け可能な、別の実例的な翼拡張部を示す図である。 各翼拡張部が複数の空気流修正装置を有する、実例的な翼拡張部が取り付けられた航空機を示す図である。 実例的な翼拡張部および翼端装置を示す図である。 航空機の実例的な翼に取り付けられる、実例的な翼拡張部を示す図である。 図１の翼端装置を持った実例的な翼拡張部を示す図であり、および、翼端装置の翼拡張部の、線Ａ−Ａに沿った図面図である。 図１の翼端装置を持った翼拡張部であって、機械的な制御システムを持った翼拡張部の実例的な図面図である。 図１の翼端装置を持った翼拡張部であって、コンピュータ制御された制御システムを持った翼拡張部の実例的な図面図である。 設計荷重の比較グラフを示す図である。 設計応力およびモーメント荷重の比較グラフを示す図である。 図１１Ａ−Ｄは、鉛直に拡張する翼端装置を持つ実例的な翼拡張部の図、図１１Ａに示された翼端装置を持つ該翼拡張部の後縁部からの図、および、翼端装置を持つ該翼拡張部の、図１１Ｂの線Ｃ−Ｃに沿った図面図である。 一実施形態に従った実例的な翼拡張部が取り付けられた航空機を示す図である。 制御可能な空気流修正装置の動作を示すフローチャートである。

概観
本願は、航空機の効率、性能、および／または美観を改善するためのアクティブ型翼拡張部で使用することのできる制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）について説明する。本願に従ったＣＡＭＤは、航空機の翼の疲労も削減し、航空機の翼の耐用期間を延ばし、および／または航空機に翼拡張部を追加することに関わる認証の費用および時間を短縮することができる。また、翼拡張部は、航空機の効率、性能、および美観をさらに改善し得る翼端装置を含むことができる。ＣＡＭＤを有するおかげで、そのようなアクティブ型翼拡張部は、飛行状態データに応答してＣＡＭＤの制御面の端縁および／または部分を調整できることがある。

上述したように、既存の翼に翼拡張部を追加すると、揚力を上げ、抗力を下げることによって航空機の効率および性能が改善される。この性能の利点は、元の飛行機製造業者によって説明されていなかった、翼に対する追加の応力を追加するという代償を払って実現することができる。その結果、翼が小翼の追加に対応する構造上の能力を有するかどうかを判断するために、翼を完全に解析し、リバースエンジニアリングし、試験を行う必要がある場合があるため、飛行機に従来のパッシブ型翼拡張部または小翼を設置することは高価である。大部分の場合、従来の小翼または翼拡張部を設置するとき、翼の構造上の改良が必要とされる。さらに、翼の耐用期間（疲労寿命）は、小翼または翼拡張部の追加によって短縮され、それによって顧客にとっての飛行機所有の総費用を増やす。

さらに、翼の動的荷重に影響が及ぼされる可能性がある。例えば、翼は、他のねじり荷重に加えて、フラッタと通常は呼ばれる周期的荷重または振動を受ける可能性がある。多くの場合、小翼の組み込みにより、飛行機の翼のスパンにわたる揚力分布を変更する。これは多くの場合、翼における構造的な荷重の変化を巡航の間にもたらす。いくつかの翼では、これが翼のねじれの増大をもたらすことがあり、構造的な観点から望ましくなく、または許容できないことがある。増大したねじり荷重に対する応答は翼の強化であり、これは、多くの場合、例えば、追加の構造に大いに起因する。

対照的に、本明細書で説明するアクティブ型翼拡張部は、正の空気力学的効果を維持しつつ、最小の（おそらく有益でさえある）構造上の影響を有するため、翼拡張部の追加に関わるエンジニアリングおよび認証の費用を削減する。換言すると、本明細書で説明するアクティブ型翼拡張部は、揚力を上げ、抗力を下げることによって、従来の固定された小翼および翼拡張部に関連する欠点（例えば、応力の追加、翼の疲労、および／または設計し直し）なしに、飛行機の効率および性能を改善する。上述したように、本開示に従ったアクティブ型翼拡張部は、翼拡張部上に位置する１つまたはもっと多いＣＡＭＤの形をとる空気流制御システムを有することがある。翼拡張部上に位置するＣＡＭＤは調整することができ、それが（例えば、突風、操縦、および／または乱気流の間に翼上の応力を削減する、または相殺するために）航空機翼上の空気力学的な力を変更することができる。

追加でまたは別のものとして、翼拡張部上に位置するＣＡＭＤは調整することができ、これは、航空機の翼上の空気力学的な力を（例えば、フラッタを限定ではなく含む異なる飛行レジメの間に翼上のねじれ応力を緩和または相殺するように）変更することができる。例えば、ＣＡＭＤシステムはねじれの増大を検出することができ、および、それを補償するために、ねじれを誘発した翼の荷重を、強化された構造的完全性のせいで軽減する。フラッタは、構造特性と飛行状態の相互作用に起因する空気力学的構造の周期的、動的変形と云うことができる。構造の変形が特定の周波数で発生した場合に故障するまで指数関数的に増大することがあるために、フラッタはしばしば壊滅的である。小翼の組み込みは、翼の構造特性を潜在的に変更することができ、これは、翼の固有振動数を変更し、したがってフラッタのリスクを高める可能性がある。しばしば、重いバランスウェイトを小翼に追加して、フラッタを受動的に減衰することができる。ＣＡＭＤを使用して、フラッタの発現を検出すること、および、それを翼構造への損傷が発生する前に減衰するよう反応することができる。

動的および／またはねじり荷重を検出して反応することにより、ＣＡＭＤは、構造的な保護を少量の追加の組み込みで提供することができる。また、フラッタの減衰は、飛行機を設計する際、特に高速で巡航するように飛行機を設計する際に考慮すべき事項である。フラッタをＣＡＭＤでアクティブに減衰することで、パッシブ型小翼または翼延長部よりも少ない重量での組み込みを提供することができ、航空機がより高速で飛行することを潜在的に可能にする。さらに、翼のねじれを巡航中にアクティブに調整することで、翼の疲労のための長期的な利益だけでなく、翼の完全性に有意な正の影響を有することができる。

航空機上のアクティブ型翼拡張部は、翼拡張部がない所与の翼のために最初に設計された値、または値以下にスパン方向図面荷重を保つように設計されることがある。したがって、アクティブ型翼拡張部は、翼拡張部の追加のために補強された翼を有するという要件を排除することができる。さらに、アクティブ型翼拡張部のＣＡＭＤは、翼の圧力の中心を機内に移動させることによって翼の曲げモーメントを削減し、および／または、翼の疲労寿命に与える翼拡張部の影響を削減するように構成することができる。したがって、アクティブ型翼拡張部の追加が仮にあっても、翼および／または翼が取り付けられている航空機の耐用年数が大幅に減少することはない。いくつかの例では、アクティブ型翼拡張部の追加は、翼および／または翼が取り付けられている航空機の疲労を削減し、全体的な耐用年数を増やすことさえある。さらに、同じ例または他の例では、アクティブ型翼拡張部を追加すると、航空機の翼積載能力の総容量も増大し、このようにして航空機の総重量の可能性を高めることがある。

多くの場合、１−ｇの飛行レジメを限定ではなく含む種々の飛行状態が、ねじり荷重を翼上に生じさせることがあり、そのため、ねじり荷重の構造的完全性への影響並びに翼における変形または動きを低減するために、ある量の構造的補強が翼に追加される。例えば、航空機が１−ｇの飛行レジメ中である場合があるが、他の要因の中でも航空機の対気速度および重量が、翼に対する効果的な空気力学的ねじり上げおよび／またはねじり下げフローを変化させるのに十分なねじり荷重を翼上に生じさせる可能性がある。ねじり荷重により生じるこの変化は、航空機の効率にその飛行状態において悪影響を及ぼすことがある。追加でまたは別のものとして、ねじり荷重は、その適切なアライメントから偏向するように存在する任意の翼端装置を生じさせる可能性がある。例えば、翼端装置はしばしば、特定の飛行状態に対して、例えば最適化された対気速度および高度に対して設計されている。多くの場合、最適化された対気速度および／または高度からの逸脱は、翼端装置を設計よりも非効率的に機能させることがある。これらの効率の損失のいくつかは、翼端装置のアライメントの変化から、ねじり荷重に由来する翼におけるねじれに起因する対向流と一緒に生じることがある。

様々な実施形態は、これらの問題のいくつかまたはすべてを軽減または解消するために、様々な飛行状態においてＣＡＭＤを複数の位置に展開することを企図している。例えば、ＣＡＭＤは、第１の飛行状態において第１の量だけ第１の位置に偏ることができ、ここでは、例えば、第１の飛行状態によってねじり荷重を翼上に引き起こす。ＣＡＭＤの第１の位置への偏向は、翼上のねじり荷重に逆らって作用する空気力学的な力を引き起こす流れを、翼上に生じさせることができる。様々な実施形態は、第１の飛行状態において翼のねじり荷重に逆らって作用することが、以前に追加された構造的補強の除去、および／または、構造的補強を第１の場所に追加することの回避を可能にすることを企図している。様々な実施形態は、このやり方または別のやり方でのＣＡＭＤの使用が、アフターマーケット交換、またはそれらの組み合わせとして、航空機の元の設計に組み入れられ得ることを企図している。例えば、航空機を、該航空機にＣＡＭＤが組み入れられない所定のフライトエンベロープのために設計することができる。しかしながら、別のフライトエンベロープにおいて機能するように航空機を改変することが望ましい。新しいフライトエンベロープは、追加のおよび／または種々の翼端装置、翼拡張部、軽量化、それらの組み合わせ、または他の改変を必要とする場合がある。様々な実施形態は、ＣＡＭＤの装備により、航空機が異なるフライトエンベロープを、例えば必要な構造的補強の量を減少させることによって増大した効率で実行することを可能にし得ることを企図している。追加でまたは別のものとして、ＣＡＭＤの組み入れは、航空機が、従来の方法および既存の技術では達成できない可能性があるフライトエンベロープの部分に到達できるようになることを可能にする。

追加でまたは別のものとして、様々な実施形態は、翼端装置を適切なアライメントにまたは該アライメントのより近くに維持する位置にＣＡＭＤを展開することを企図している。例えば、所与の飛行状態において、翼上に働く空気力学的負荷がねじり荷重を引き起こして、翼をねじれさせることができる。このねじれは、翼および対向流に対する好適なアライメントから翼端装置を逸脱させることがある。様々な実施形態は、ある位置にＣＡＭＤを展開することで、ねじり荷重を打ち消す空気力学的な力を引き起こし得ることを企図している。この反作用力は、いくらかのまたは全部のねじり荷重を相殺することができ、並びに、翼が翼内の効果的なねじれを軽減または排除することができ、および、翼端装置が翼および対向流に対する好適なアライメントにより近づくまたは戻ることができるようにする。

多くの場合、航空機は、フライトエンベロープの特定の領域におけるフラッタを回避するように設計されている。しかし、多くの場合、フラッタは、特定の飛行状態および燃料荷重においてクリティカルであることがある。フラッタ状態の発症は、他の要因の中で、多くの場合、高度、真対気速度に対し敏感である。これらの要因の多くの場合の結果は、フライトエンベロープの限られた領域においてフラッタを回避するように、航空機が設計されることである。また、フラッタを軽減する従来の方法は、多くの場合、バラストを翼の部分に追加することを含む。追加のバラストがフライトエンベロープの特定の部分においてフラッタを制限するのに有効であり得る一方で、追加のバラストは、航空機の総重量にしばしば追加され、および、航空機の全体的な効率を低下させる場合がある。さらに、バラストから追加された重量は、バラストによって全フライトエンベロープにわたって引き起こされる応力の増大を支持するように、翼の部分に追加の構造的補強を引き起こす可能性がある。これにより、さらに、全体の効率を低下させることができる。

様々な実施形態は、様々な飛行状態において位置（複数）にＣＡＭＤを展開して、これらの問題の一部またはすべてを軽減または解消することを企図している。例えば、フラッタ状態に入ることを回避するのに十分な翼の高調波応答を変化させることがある、特定の飛行状態における翼上の荷重を変更するために、ＣＡＭＤを実質的に静止位置に展開することができる。これはまた、任意のバラストおよび支持構造の、航空機からの減少、除去、および／または回避を可能にして、クリティカルなフラッタ状態を回避する。追加でまたは別のものとして、これは、複数の可能なフラッタ状態、そうでなければ、フライトエンベロープの対処されていない領域に対処することを可能にすることができる。

追加でまたは別のものとして、様々な実施形態は、特定の飛行状態において複数の位置に周期的なやり方でＣＡＭＤを展開することを企図している。様々な実施形態は、フラッタ状態の強化モードを部分的にまたは完全に相殺する、および／または、中断することがある空気力学的な力を、周期的な位置の変化により引き起こすことができることを企図している。これは、航空機が特定のフラッタ状態に入ることを回避することを可能にする。これはまた、任意のバラストおよび支持構造の、航空機からの減少、除去、および／または回避を可能にして、クリティカルなフラッタ状態を回避する。追加でまたは別のものとして、これは、複数の可能なフラッタ状態、そうでなければ、フライトエンベロープの対処されていない領域に対処することを可能にすることができる。

様々な実施形態は、このやり方または別のやり方でのＣＡＭＤの使用が、アフターマーケット交換、またはそれらの組み合わせとして、航空機の元の設計に組み入れられ得ることを企図している。例えば、航空機を、該航空機にＣＡＭＤが組み入れられない所定のフライトエンベロープのために設計することができる。しかしながら、別のフライトエンベロープにおいて機能するように航空機を改変することが望ましい。新しいフライトエンベロープは、追加のおよび／または種々の翼端装置、翼拡張部、軽量化、それらの組み合わせ、または他の改変を必要とする場合がある。様々な実施形態は、ＣＡＭＤの装備により、航空機が異なるフライトエンベロープを、例えば必要な構造的補強の量を減少させることによって増大した効率で実行することを可能にし得ることを企図している。追加でまたは別のものとして、ＣＡＭＤの組み入れは、航空機が、従来の方法および既存の技術では達成できない可能性があるフライトエンベロープの部分に到達できるようになることを可能にする。追加でまたは別のものとして、様々な実施形態は、ＣＡＭＤが、航空機の他の制御面と独立して、または連動して動作し得ることを企図している。

追加でまたは別のものとして、航空機の空気力学的特性に影響を与える可能性がある様々な追加の外部構造を、航空機に追加してもよい。例えば、外部構造の追加。例示のために、外部構造は、外部燃料タンク、外部ポッドを備えていてよい。例えば、軍用機はしばしば、外部兵器、防衛武器、銃器ポッド、標的ポッド、および／または投下タンクを翼に取り付けることができる。様々な実施形態は、翼への様々な外部構造体の追加が、飛行状態における望ましくない周期的な荷重を生じさせる可能性があることを企図している。追加でまたは別のものとして、翼への様々な外部構造の除去が、飛行状態における望ましくない周期的な荷重を生じさせる可能性がある。追加でまたは別のものとして、翼への様々な外部構造体の追加が第１の望ましくない周期的な荷重を第１の飛行状態において生じさせる可能性があり、および、様々な外部構造の翼からの除去が第２の望ましくない周期的な荷重を第２の飛行状態において生じさせる可能性がある。様々な実施形態は、第１の望ましくない周期的な荷重が、第２の望ましくない周期的な荷重と同一でも、類似していても、または異なっていてもよいことを企図している。追加でまたは別のものとして、様々な実施形態は、第１の飛行状態が、第２の飛行状態と同一でも、類似していても、または異なっていてもよいことを企図している。

様々な実施形態は、動的および／またはねじり荷重を検出して反応することにより、ＣＡＭＤが、周期的荷重による翼上の悪影響を軽減または除去することができる有利な空気力学的荷重を発生させる制御面を偏向させることによる構造的な保護を提供し得ることを企図している。

上述したように、本開示は、単一のまたは複数の制御可能空気流修正装置を使用し得るアクティブ型空気流修正システムについて説明する。例えば、航空機は、基準翼を持った胴体を備えることができ、基準翼は、該基準翼の第１の端部において胴体に結合される。追加でまたは別のものとして、様々な実施形態では、翼は、限定はされないが、エルロン、フラップ、フラッペロン、スポイラー、スポイレロン（spoilerons）、スピードブレーキ、前縁装置、反り可能部、タブ、エレベータ、エレボン、制御可能な気流修正装置、またはそれらの組み合わせを含む制御面を備え得ることを企図している。例えば基準翼は、例えばエルロンを含む制御面を有することができる。航空機は翼拡張部も含むことができる。翼拡張部は第２の端部において基準翼に結合される水平部分を備えることができ、そのため、水平部分は基準翼の外側寄りにある。水平部分は実質的には基準翼と同一平面上にあってよく、例えば基準翼が上反角構成または下反角構成を有する場合、水平部分が上反角構成または下反角構成を続ける同じ角度で基準翼から外向きに続くことができることを意味する。追加でまたは別のものとして、水平部分は基準翼に対して斜めに設定されてよく、例えば基準翼に対して翼拡張部で上反角または下反角を提供する。また、翼拡張部は、翼拡張部の水平部分に直接的に結合される単一のまたは複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）も備えることができる。水平部分は、第１の水平セグメントと、第１の水平セグメントが基準翼と第２の水平セグメントとの間に配置される第２の水平セグメントを備えることができる。ここで、第１の水平セグメントは、複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤに直接的に結合されてよく、第２の水平セグメントは、複数のＣＡＭＤのうちの第２のＣＡＭＤに直接的に結合することができる。別の言い方をすると、第１のＣＡＭＤを含む第１の水平セグメントは、基準翼の外側寄りに、且つ、第２のＣＡＭＤを含む第２の水平セグメントの中心寄りに位置することができる。

ＣＡＭＤは、基準翼の縁部に配置された制御面を含むことができる。例えば、縁部は前縁部(leading edge)でも後縁部(trailing edge)でもよい。例えば、制御面を基準翼に実質的に平行になるように、基準翼の後縁部に配置することができる。ＣＡＭＤは、制御面の動きを少なくとも部分的に飛行中の荷重データに基づいて制御するための制御システムも備えることができる。制御面は、航空機のために、少なくとも部分的に飛行履歴データに基づいて構成することができる。制御システムは、航空機上に位置するセンサに通信で結合され、センサから信号を受信するように構成することができる。さらに、制御システムは、別のＣＡＭＤの制御面とは独立の、ＣＡＭＤの制御面を制御するように構成することができる。追加でまたは別のものとして、制御システムは、第２のＣＡＭＤと同期している第１のＣＡＭＤの制御面を制御するように構成することができる。

様々な実施形態は、航空機の基準翼に固定して取り付け可能である翼拡張部を提供する。ここでは、翼拡張部は、航空機の基準翼に実質的に平行な水平部分を備えることができ、航空機の基準翼の外側寄りの部分に固定して取り付けるように、水平部分を構成することができる。翼拡張部はまた、翼拡張部の水平部分に結合される複数のＣＡＭＤを備えることができる。翼拡張部は、水平部分の外側寄りの部分に直接的に結合され得る翼端装置をさらに備えることができる。いくつかの実施形態では、翼端装置は鉛直に拡張する部分も備えることができる。鉛直に拡張する部分は鉛直方向に少なくともいくらかは拡張するが、水平部分に対してまたは水平面に対して垂直である必要はない。言い換えると、鉛直に拡張する部分は、鉛直成分を含む角度で水平部分から拡張する。

ＣＡＭＤは、ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合することができる。様々な実施形態では、制御システムは、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤシステムとは独立にＣＡＭＤを制御するように構成することができる。制御システムは、制御ロジックを持った制御装置を備えていてよく、制御装置は航空機上に位置するセンサと通信で結合するように構成することができる。制御装置は、センサに結合されるときに、航空機上に位置するセンサから航空機の飛行状態に対する信号を受信するように構成することができる。制御装置は、航空機上に位置するセンサからの信号に少なくとも部分的に基づいてＣＡＭＤを調整するようにさらに構成されている。

様々な実施形態は、アクティブ型空気流修正システムの使用を提供する。例えば、システムは航空機上に位置するセンサから飛行状態データを受信することができる。システムは、受信した飛行状態データに少なくとも部分的に基づいて、航空機の翼拡張部上に位置する単一または複数のＣＡＭＤを調整することができる。いくつかの実施形態では、ＣＡＭＤは、航空機の基準翼に実質的に平行であり得る翼拡張部の水平部分上に位置することができる。ＣＡＭＤは、ヒンジに結合される１つの端縁以外の制御面の端縁が翼拡張部の水平部分に関して上または下に移動するように、制御面を水平軸に沿ったヒンジにおいて回転させることによって調整することができる。ＣＡＭＤの調整は、翼の圧力の中心を機内に移動させることによって航空機の翼の翼面荷重を削減し、および／または航空機の翼の疲労寿命に与える翼拡張部の影響を削減するように構成することができる。ここでは、例えば、翼面荷重は、翼の曲げモーメントおよび／または捻りモーメントを含むことがある。追加でまたは別のものとして、ＣＡＭＤ（複数）の調整は、フラッタに関連する動的および／または高調波荷重を低減または抑制することができる。この荷重は、翼の長手方向の軸に沿ったねじり荷重である可能性がある。例えば、この長手方向の荷重は、翼の第１の局所部分にピッチアップおよび／またはピッチダウンする傾向を引き起こし、一方では、翼の第２の局所部分に、第１の局所部分よりも大きなまたは小さな程度で、位相が合って、位相がずれて、または異なる周波数で、ピッチアップおよび／またはピッチダウンする傾向を引き起こす可能性がある。

ＣＡＭＤは、互いとは独立して、または互いに連携して調整することができる。例えば、第１のＣＡＭＤは、第２のＣＡＭＤとは独立にすることができる。追加でまたは別のものとして、第１のＣＡＭＤは第２のＣＡＭＤと連携して調整することができる。例えば、第１のＣＡＭＤを、第１の制御反応を提供することによって調整してよく、第２のＣＡＭＤを、第２の制御反応を提供することによって調整することができる。様々な実施形態は、第２の制御反応の大きさを、第１の制御反応の大きさよりも大きくなるように規定する。様々な実施形態は、第１の制御反応のタイミングを第２の制御反応のタイミングよりも遅くなるように規定する。様々な実施形態は、同一の翼拡張部に存在する第１のＣＡＭＤおよび第２のＣＡＭＤを提供する。

様々な実施形態は、複数のＣＡＭＤを用いた実施形態を企図しており、ここでは、第１のＣＡＭＤが第１のタイプの荷重に対処することができ、第２のＣＡＭＤが第２のタイプの荷重に対処することができる。例えば、機内ＣＡＭＤが突風荷重に対する荷重軽減に対処することができる一方で、機外ＣＡＭＤは、フラッタ誘発飛行レジメへのねじり荷重または遷移に対する荷重軽減に対処することができ、或いは、その逆である。追加でまたは別のものとして、単一のＣＡＭＤは、突風荷重、および、フラッタ誘発飛行レジメへのねじり荷重または遷移に対する、一部のまたはすべての負荷軽減に、ＣＡＭＤの応答運動を重ね合わせることで対処することができる。

追加でまたは別のものとして、フラッタ状態に対するＣＡＭＤの応答は、フラッタ誘発飛行状態が検出され、予想され、または疑われ、またはそれらの組み合わせの間、ＣＡＭＤの高調波または周期的な動きまたは変位、ＣＡＭＤの静的変位（または中立バイアス）であってよい。

実例的なアクティブ型翼拡張部
図１は、航空機（図示せず）の翼１０２に取り付け可能である実例的なアクティブ型翼拡張部１００を示す。一実施形態では、アクティブ型翼拡張部１００は、水平面および／または航空機の翼に実質的に平行であり得る本体部分１０４を備えることができる。例示のために、限定ではなく、アクティブ型翼拡張部１００はまた、例えば本体部分１０４の外側の傾斜部分１０６および本体部分１０４の内側の取付け可能部分１０８等の翼端装置を含むことができる。この例では、翼１０２に関して本体部分１０４の外側および内側は、外側が内側よりも、翼１０２からより遠くであるように説明される。さらに、傾斜部分１０６は、傾斜部分が本体部分１０４から垂直に突出するように、本体部分１０４に対して実質的に鉛直であってよい。しかし、他の実施形態では、傾斜部分１０６は９０度以外の角度で本体部分１０４から突出するように構成することができる。さらに他の実施形態では、傾斜部分１０６は、（航空機に対して）下方に突出することを含む角度で本体部分１０４から突出するように構成することができる。さらに、傾斜部分１０６は本体部分１０４の外側から突出するとして上述したが、アクティブ型翼拡張部１００を、傾斜部分１０６が本体部分１０４の中間または任意の他の場所から突出し得るように設計してもよい（つまり、傾斜部分１０６が本体部分１０４の内側と外側との間の任意の位置に位置し得る）。さらに、傾斜部分１０６は、本体部分１０４から傾斜部分１０６へ実質的に円滑に遷移する融合した構成で本体部分１０４の外側から突出するように図１に示されているが、本体部分１０４と傾斜部分１０６との間の遷移は、融合するおよび／または円滑となる必要はない。追加でまたは別のものとして、傾斜部分１０６は、垂直または移動可能な複数の表面であって、特定の構成においては実質的に垂直であってもよい複数の表面を有していてよい。追加でまたは別のものとして、傾斜部分１０６は、翼１０２の下方に、翼１０２の上方に、またはそれらの組み合わせで延びていてもよい。追加でまたは別のものとして、傾斜部分１０６は、翼１０２の端部から、例えばらせん状翼端装置の外側部分の一部としてオフセットしていてよい。追加でまたは別のものとして、本体部分１０４および傾斜部分１０６は、単独でまたは組み合わせて、小翼、エンドプレート、らせん、スプリット小翼、フェンス、傾斜、スワロー、またはテールの少なくとも一部、またはそれらの組み合わせを備えていてよい。

アクティブ型翼拡張部１００は、本体部分１０４および／または傾斜部分１０６上に位置する１つまたはもっと多い制御面１１２の形をとる制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）１１０を含むことができる。さらに例として、一実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ型翼拡張部１００の本体部分１０４上に位置することができる。別の実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ型翼拡張部１００の傾斜部分１０６上に位置することができる。さらに別の実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ型翼拡張部１００の本体部分１０４と傾斜部分１０６の両方の上に位置することができる。さらに、例示のために図１に示す実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ型翼拡張部１００の後部（つまり、航空機の前部に対して、アクティブ型翼拡張部１００の裏側または後縁部）上に位置して示される。このようにして、ＣＡＭＤ１１０の調整は、制御面１１２が位置するアクティブ型翼拡張部１００の後部分（本体部分１０４または傾斜部分１０６）に対して、制御面１１２の角度を変更することができる。さらに、図１に示されるように、アクティブ型翼拡張部１００は、２つのＣＡＭＤ１１０を含むことができる。ただし、他の実施形態では、航空機の大きさおよび所望される性能特性等の様々な要因に応じて、より多くのまたはより少ないＣＡＭＤ１１０を使用することができる。

さらに、図１に例示のために示すように、傾斜部分１０６は、基本的な台形形状として示されている。しかし、傾斜部分１０６は、矩形、三角形、楕円形、または任意の他の幾何学形状であってよい。さらに、傾斜部分１０６上に位置する空気流制御面１１２は、アクティブ型翼拡張部１００の本体部分１０４上に位置する空気流制御面１１２と類似の形状または同一形状であってよい。

さらに、図１のアクティブ型翼拡張部１００は、一例として、また限定でなく、アクティブ型翼拡張部１００上の本体部分１０４内に位置する１つまたはもっと多いセンサ１１４を示す。ただし、１つまたはもっと多いセンサ１１４は、アクティブ型翼拡張部１００の、または航空機の他の場所に配置してもよい。例えば、１つまたはもっと多いセンサは、傾斜部分１０６の上に、（航空機に対して）本体部分１０４の前部つまり前縁部に、（航空機に対して）本体部分１０４の後部に、翼拡張部１００の表面に、翼拡張部１００の内側に（つまり翼拡張部１００の表面内に位置する）、例えば基準翼、胴体、尾部等を含む航空機内の何処に位置していてもよい。

また、図１に例示のために示すのは、上述したアクティブ型翼拡張部１００の取り付け前の航空機（図示せず）の実例的な翼１０２である。翼１０２は、エルロン１１６およびフラップ１１８を含むことができる。エルロン１１６およびフラップ１１８は航空機の飛行制御に使用されてよく、いくつかの実施形態では、航空機の１人または複数のパイロットによって制御することができる。翼１０２は、航空機（図示せず）の基準翼として説明することができる。基準翼は、翼拡張部１００によって置換することができる、または翼拡張部１００によって外向きに拡張することができる翼端部、および／または、翼端装置を含むことも、含まないこともある。

また、図１はまた、アクティブ型翼拡張部１００に結合される実例的な翼１０２を含み得る実例的な改良された翼１２０を示す。改良された翼１２０は、（例えば、その最初の製造中に航空機中に統合されるアクティブ型翼拡張部を備えた）新しい航空機用に設計され、作られ得る、または、事後にアクティブ型翼拡張部１００を既存の翼１０２に取り付けることができる。改良された翼１２０のアクティブ型翼拡張部１００は、既存の翼１０２と類似した形状で構成することができる。さらに、また例示のために、翼拡張部１００は、既存の翼１０２の端部の一部がアクティブ型翼拡張部１００の取付け可能部分１０８の内部に常駐するように、既存の翼１０２の一部の上に収まっていてよい。その場合、取付け可能部分１０８は、既存の翼１０２の端部の少なくとも一部の上に収まるスリーブまたはカラーを含むことができる。他の実施形態では、追加でまたは別のものとして、アクティブ型翼拡張部１００は、当接面を介しておよび／または内部構造サポートを介して、既存の翼１０２の端部を取付け可能部分１０８に留めることによって、既存の翼１０２に取り付けることができる。さらに、翼拡張部１００は、既存の翼１０２と同一のまたは類似の材料から製作することができる。

図２は、航空機の翼１０２に取り付けられ得る実例的なアクティブ型翼拡張部２００を示す。一実施形態では、アクティブ型翼拡張部２００は、水平面および／または航空機の翼に実質的に平行であり得る本体部分２０２を含むことができる。例示のために、また限定でなく、アクティブ型翼拡張部２００はまた、翼端装置（図示せず）および本体部分２０２の内側の取付け可能部分２０４を含むことができる。この例では、本体部分２０２の外側および内側は、外側が内側よりも、翼１０２からより遠くなるように翼１０２に関して説明される。

アクティブ型翼拡張部２００は、本体部分２０２上に位置する１つまたはもっと多い制御面２０８の形をとるＣＡＭＤ２０６を含むことができる。例示のために図２に示す実施形態では、ＣＡＭＤ２０６は、アクティブ型翼拡張部２００の後部（つまり、航空機の前部に対して、アクティブ型翼拡張部２００の裏側または後縁部）上に位置して示される。このようにして、ＣＡＭＤ２０６の調整は、アクティブ型翼拡張部２００の後部分（本体部分２０２）に対して制御面２０８の角度を変更することができる。さらに、以下で説明するように、アクティブ型翼拡張部２００は、２つ以上のＣＡＭＤ２０６を含むことができる。しかし、他の実施形態では、航空機の大きさおよび所望される性能特性等の様々な要因に応じて、より多くのまたはより少ないＣＡＭＤ２０６を使用してもよい。

さらに、図２のアクティブ型翼拡張部２００は、例示のために、また限定でなく、アクティブ型翼拡張部２００上の本体部分２０２内に位置する１つまたはもっと多いセンサ２１０を示す。ただし、１つまたはもっと多いセンサ２１０は、アクティブ型翼拡張部２００または航空機の他の位置に配置してもよい。例えば、１つまたはもっと多いセンサは、（航空機に対して）本体部分２０２の前部すなわち前縁部上に、（航空機に対して）本体部分２０２の後部上に、（航空機に対して）本体部分２０２の後部と前縁部の間に、翼拡張部２００の表面上に、翼拡張部２００の内側に（つまり、翼拡張部の表面内に位置する）、例えば基準翼、胴体、尾部等、またはこれらの組み合わせを含む航空機内の何処に位置してもよい。

図２にまた、例示のために示されるのは、上述したアクティブ型翼拡張部２００の取付け前の航空機（図示せず）の実例的な翼１０２である。翼１０２は、エルロン１１６およびフラップ１１８を含むことができる。エルロン１１６およびフラップ１１８を、航空機の飛行制御に使用してもよく、いくつかの例では、航空機の１人または複数のパイロットによって制御することができる。翼１０２は、航空機（図示せず）の基準翼として説明することができる。基準翼は、翼拡張部２００によって置換され得る、または翼拡張部２００によって外向きに拡張され得る、翼端部および／または翼端装置を含むことも含まないこともある。さらに、翼拡張部２００は、基準翼の構造に結合するように構成されてよく、例えば、翼拡張部２００は、基準翼内の１つまたはもっと多い翼桁に結合する１つまたはもっと多い翼桁拡張部（図示せず）を有することができる。

図２または、アクティブ型翼拡張部２００に結合される実例的な翼１０２を含むことができる、実例的な改良された翼２１２を示す。改良された翼２１２は、（例えば、アクティブ型翼拡張部がその最初の製造中に航空機中に統合された）新しい航空機用に設計され、作られ得る、または事後にアクティブ型翼拡張部２００を既存の翼１０２に取り付けることができる。改良された翼２１２のアクティブ型翼拡張部２００は、既存の翼１０２と類似した形状で構成することができる。さらに、また例示のために、翼拡張部２００は、既存の翼１０２の端部の部分がアクティブ型翼拡張部２００の取付け可能部分２０４の内部に常駐するように、既存の翼１０２の一部の上に収まっていてよい。その場合、取付け可能部分２０４は、既存の翼１０２の端部の少なくとも一部の上に収まるスリーブまたはカラーを含むことができる。他の実施形態では、追加でまたは別のものとして、アクティブ型翼拡張部２００は、当接面を介しておよび／または内部構造サポートを介して、既存の翼１０２の端部を取付け可能部分２０４に留めることによって、既存の翼１０２に取り付けることができる。さらに、翼拡張部２００は、既存の翼１０２と同一のまたは類似の材料から製作することができる。

アクティブ型翼拡張部を備えた実例的な航空機
図３は、少なくとも１つの取り付けられたアクティブ型翼拡張部３０４を含む航空機３０２に実装される実例的な荷重軽減システム３００を示す。荷重軽減システム３００の構成部品は、センサ３１４、アクティブ型翼拡張部（複数も可）３０４、制御システム３０６、ＣＡＭＤ（複数も可）３１８、および制御面（複数も可）３１２を含むことができる。例示のために、また限定でなく、図３は、航空機３０２の各翼上のアクティブ型翼拡張部３０４を示す。しかし、アクティブ型翼拡張部３０４は、航空機３０２の他の面に設置されてもよい。例えば、アクティブ型翼拡張部３０４は、図示されるように翼上に位置することもあれば、アクティブ型翼拡張部３０２は、尾翼または胴体を含む航空機の任意の他の水平面または鉛直面上に位置してもよい。

上述したように、荷重軽減システム３００は制御システム３０６を含むことができる。制御システム３０６は、航空機３０２のアクティブ型翼拡張部３０４を制御するように構成することができる。例示のために、また限定でなく、制御システム３０６は飛行状態データを含むが、これには限定されないシステムデータを受信し、処理するための１台またはもっと多いプロセッサ３０８を含むことができる。一実施形態では、プロセッサ（複数も可）３０８は、センサ３１４から飛行中のデータを受信することができる。図１およびセンサ１１４に関して上述したように、センサ３１４は、翼、胴体、翼拡張部、および／または、翼端装置を含む航空機の何処にでも位置することができる。制御システム３０６はさらに、飛行状態データ記憶用のメモリ３１０から構成することができる。メモリ３１０に記憶されるデータは、以前に受信した飛行状態データ、現在記録している（つまり、現在の飛行中の）飛行状態データ、または現在の飛行中のデータ、および／または、以前に記録された飛行中のデータの編集物を含むことができる。例示のために、制御システム３０６のメモリ３１０は、オペレーティングシステム３１２および制御ロジック３１６を含むことができる。

オペレーティングシステム３１２は、データをプロセッサ（複数も可）３０８にインタフェースして、および、ユーザインタフェース（図示せず）を航空機３０２の１人または複数のパイロットとの対話のために提供して、制御システム３０６の操作を担うことができる。追加でまたは別のものとして、オペレーティングシステム３１２は、ユーザインタフェースを備えずにデータをプロセッサ（複数も可）３０８にインタフェースして、制御システム３０６の操作を担うことがあり、ユーザには、例えばパイロットには実際上見えない場合がある。制御システム３０６の制御ロジック３１６は、アクティブ型翼拡張部３０４のＣＡＭＤ（複数も可）３１８の制御面（複数も可）３１２を操作するように構成することができる。一実施形態では、制御ロジック３１６は、センサ（複数も可）３１４から受信される飛行状態データに基づいて、制御面（複数も可）３１２を制御することができる。さらに、パラメータ３２０をメモリ３１０に記憶することができる。パラメータは所定のパラメータであってよく、制御ロジック３１６が、制御面（複数も可）３１２の動作を判定するために使用することができる。いくつかの実施形態では、制御システム３０６は、同時にまたは独立して、制御面３１２を操作することができる。例示のために、図３の制御システム３０６は、航空機３０２の胴体および／または艇体内に示されている。しかし、制御システム３０６は、コックピット、尾部、翼、翼拡張部、翼端装置等を含むが、これに限定されるものではない航空機の何処にでも位置することができる。

上述したように、荷重軽減システム３００は、ＣＡＭＤ（複数も可）３１８および制御面（複数も可）３１２を含むアクティブ型翼拡張部（複数も可）３０４を含むことができる。様々な実施形態では、アクティブ型翼拡張部３０４は、複数の制御面３１２を持つ複数のＣＡＭＤ３１８を含むことができる。例えば、図３は、２つのＣＡＭＤ３１８を含むアクティブ型翼拡張部３０４を備えた航空機３０２を示し、各ＣＡＭＤ３１８は制御面３１２と関連付けられている。

実例的な空気流修正装置の構成
図４Ａ乃至図４Ｈは、翼拡張部および／または翼端部代替物、ＣＡＭＤ、翼端装置の様々な実例的な実施形態を示す。例えば、図４Ａは、翼または別の拡張部に対する翼拡張部としても作動し得る水平部分４０２を含むことのできるＣＡＭＤ４００を示す。ＣＡＭＤ４００は、例えば小翼等の翼端装置４０４を含むことができる。翼端装置４０４は、ＣＡＭＤ４００の中に統合されることも、ＣＡＭＤ４００から別個であることもある。ＣＡＭＤ４００は、飛行データを制御システム４０８に提供するためにセンサ４０６を含むことができる。制御システム４０８は、コントローラ（複数も可）（図示せず）および制御面４１０を制御するように構成されたアクチュエータ（複数も可）（図示せず）を含むことができる。制御面１１２に関して上述した制御面４１０は、水平部分４０２の後部分に対して動くことができる。ＣＡＭＤ４００は、本体部分１０４に関して上述したように、水平部分４０２の機内側の取付け可能部分４１２を含むことができる。

図４Ｂ乃至図４Ｅは、ＣＡＭＤが翼拡張部中に統合された、翼拡張部の様々な実例的な実施形態を示す。例えば、図４Ｂは、ＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４１４を示す。ＣＡＭＤ４１６は、制御システム４０８および制御面４１０を含むことができる。制御面４１０は多様な形をとり、翼拡張部の多様な距離に及ぶことができる。翼拡張部４１４、４１８、４２０、および４２２は、制御面４１０の考えられる構成のうちのいくつかを示している。例えば、翼拡張部４１４は、翼拡張部４１４の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４１４の図面は、制御面４１０の各端部にある。制御面４１０の各端部にある翼拡張部４１４の図面は、等しい大きさでよいが、等しい必要かあるわけではない。様々な実施形態は、制御面４１０の種々のサイズを企図している。例えば、ねじり荷重および／またはフラッタ低減に対処するために用いられる制御面４１０は、突風荷重軽減に対処するために使用される制御面４１０よりも小さいまたは大きい表面積を有していてよい。

図４Ｃは、翼拡張部４１８の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４１８の図面は、例えば翼拡張部４１８の中心寄りの端部上等、制御面４１０の１つの端部にある。図４Ｄは、翼拡張部４２０の全長に及ぶ制御面４１０を含む翼拡張部４２０を示している。図４Ｅは、翼拡張部４２２の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４２２の図面は、例えば翼拡張部４２２の外側寄りの端部上等、制御面４１０の１つの端部にある。

図４Ｄは、制御面４１０をおおよそくさび形として示しているが、制御面はエアフォイルの輪郭に従う必要はない。例えば、制御面は実質的に平面的であってよい。

図４Ｆ乃至図４Ｇは、拡張部中に統合された複数のＣＡＭＤを含み得る翼拡張部を示す。例えば、図４Ｆは、２つのＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４２４を示す。図４Ｇは、３つのＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４２６を示す。翼拡張部の中に統合されるＣＡＭＤの数は必ずしも３つに限られない。ＣＡＭＤの数は、特に航空機、航空機の構成、特務飛行、操作環境、所望される性能パラメータ、製造技法および製造材料、並びにハードウェアに左右されることがある。さらに、後述するように、１つまたはもっと多いＣＡＭＤを備えた複数の翼拡張部は、モジュラリティの度合を維持しつつ、所望される構成を達成するために互いに連携して使用することができる。

図４Ｈはまた、小翼４２８および翼端部４３０を含む多様な翼端装置を示す。翼端装置は、小翼、フェンス、スピロイド、傾斜した翼端部、四角に削った先端、アルミ管湾曲部、曲線的、ヘレナースタイル、垂下先端、先端タンク、セイル、およびエンドプレートを含むことができるが、これらに限定されない。翼端装置は、アクティブ型翼拡張部と連動して使用することができる。いくつかの場合、アクティブ型翼拡張部の使用により、例えば小翼等、元の航空機が最初は使用できなかった翼端装置の使用を可能にすることができる。追加でまたは別のものとして、翼端装置は制御面を含むことも、含まないこともあり、制御面がアクティブ制御面であることも、ないこともある。

航空機用のＣＡＭＤのサイジングは多様な要因に依存する可能性がある。例えば、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部の輪郭は、実質的にはエアフォイル形状４３２および取付け点での翼弦線４３４と一致し得る。様々な実施形態では、これは基準翼から翼拡張部への実質的に円滑な遷移を実現することができる。しかし、様々な実施形態は、基準翼とＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部との間に分離性の交差を企図する。さらに、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部は、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部を横切る効果的な翼の捻りを支持するように構成することができる。

さらに、翼拡張部のスパン方向の長さは、航空機、サイズ、構造、構成、速度、特務飛行、性能、所望される性能、および所望される特務飛行に部分的に基づくことができる。

システムの中に統合され得るＣＡＭＤの数は、上述した要因だけではなく、翼拡張部のスパン方向長に基づくことができる。また、所望されるＣＡＭＤの数は航空機の総重量にも依存する可能性がある。例えば、１セットのＣＡＭＤが、約１５０ノットの比較的に低速で動作する１０，０００ポンドの比較的に軽量な航空機には十分である場合がある。さらに、１０，０００ポンドを超える航空機には、２セット以上のＣＡＭＤが好ましいことがある。

ＣＡＭＤの数に影響を与えることがある他の要因は、制御面サイズ、偏向角度、結果として生じる航空機の動作速度でのヒンジモーメントおよび偏向角度、並びに、モータ／アクチュエータ動力および認可を含むが、これに限定されるわけではない、ＣＡＭＤのサイジングであってよい。

ＣＡＭＤの制御面のサイズは、翼拡張部の翼弦のパーセンテージで測定し得る翼弦方向長を含むことができる。この値は、（翼拡張部の翼弦長全体が制御面の一部として動く）翼拡張部の翼弦の１００％から、翼拡張部の翼弦の１％未満という低いパーセンテージに及ぶことがある。様々な実施形態では、制御面は、例えばエルロン等、基準翼の隣接するまたは近傍の制御面に対して類似した割合の翼弦長を有するように構成することができる。

ＣＡＭＤのスパン方向の長さまたは幅は、上述した要因に基づいてもよい。さらに、ＣＡＭＤのスパン方向の長さまたは幅は、製造およびモジュラリティの関連性に基づくこともできる。例えば、ＣＡＭＤは設定された幅で構成することができる。これは、上述した要因のバランスを表すことがある。例えば、所望される反応または動きを達成するほど十分に速く制御面を動かすために十分な動力および反応時間のモータを選択することが可能な場合がある。

実例的な複数の制御可能空気流修正装置の構成
図５Ａ乃至図５Ｆは、翼、翼拡張部、および／または翼端部代替物、ＣＡＭＤ、並びに翼端装置の様々な実例的な実施形態を示す。例えば、図５Ａは、翼形５０２および翼端装置５０４を含む基準翼５００を示す。基準翼５００は、翼拡張部によって置換される、または翼拡張部によって外向きに拡張され得る翼端部および／または翼端装置を含むことも、含まないこともある。

アクティブ型翼拡張部の様々な実施形態は、初期の構成から、複数のＣＡＭＤ（複数も可）を組み込み得る改良された構成に基準翼５００を変更することを企図する。例えば、図５Ｂは、翼形５０２および翼拡張部４２４を含む改良された翼５０６を示す。図４に関して説明したように、翼拡張部４２４は、例えば２つのような複数のＣＡＭＤを含む。改良された翼５０６は、翼端装置を統合することも、統合しないこともある。例えば、改良された翼５０６は、四角に削った、または丸みを付けられた翼端部構成を統合することができる。

図５Ｃは、翼形５０２および翼拡張部４１４を含む改良された翼５０８を示す。本実施形態では、２つの翼拡張部４１４が互いに隣接して、一緒に結合している。この手法では、それ以外の場合モジュラー式となる翼拡張部４１４から構築された単一の効果的な翼拡張部を作成することができる。図４に関して上述したように、翼拡張部４１４はＣＡＭＤを含む。さらに、改良された翼５０８は、翼端部造作を含むことができる。この場合、既存の翼端部造作５０４を使用することができる。

図５Ｄは、翼形５０２および互いに隣接する翼拡張部４１４を含む、改良された翼５１０を示す。ここで、改良された翼５１０は、例えば小翼５１２等の翼端部造作を含むことができる。

図５Ｅは、翼形５０２および互いに隣接する翼拡張部４１４を含む、改良された翼５１４を示す。ここで、改良された翼５１４は、例えばＣＡＭＤ４００等の翼端部造作を含むことができる。図４に関して上述したように、ＣＡＭＤ４００は翼端装置だけでなく、翼拡張部も含むことができる。この場合、ＣＡＭＤ４００は、小翼だけではなく翼拡張部も提供する。この構成は、改良された翼５１４ごとに、３つのＣＡＭＤを提供することができる。

図５Ｆは、翼形５０２並びに互いに隣接する翼拡張部５１８および５２０を含む、改良された翼５１６を示す。ここで、存在する場合、例えば根元から先端までのテーパーがついた基準翼のプラットホーム幾何学形状を、翼拡張部５１８および５２０を通って広げることができる。例えば翼拡張部５２０は、翼拡張部５２０が基準翼５０２に対して翼拡張部５１８の外側寄りにあることから、翼拡張部５１８と比較するとプラットホーム面積がより小さくてよい。

上述したように、ＣＡＭＤの数およびＣＡＭＤの構成の広い範囲が考えられる。これにより、システムの柔軟性およびモジュラリティを可能とすることができる。また、これにより、モジュラリティを提供せずに新しい構成ごとにカスタムシステムを作成したシステムよりも、より少ない数の基部パーツ、構成、および、必要とされ得る認証を招来することができる。

実例的な空気流修正装置
図６は、図１のアクティブ型翼拡張部１００を示し、アクティブ型翼拡張部１００の、線Ａ−Ａに沿ってとった端面図６００を含む。端面図６００は、翼拡張部１００の本体部分１０４を横切って通る。さらに、翼拡張部１００の本体部分１０４の端面図６００は、アクティブ型翼拡張部１００に位置する図３の制御システム３０６の構成部品の一実施形態を示す。図６に示すように、制御システム３０６は、翼拡張部１００の本体部分１０４内に位置することができる。しかし、制御システム３０６は、翼拡張部１００の図１の傾斜部分１０６に、アクティブ型翼拡張部１００の他の部分に、または例えば胴体を含む航空機の任意の場所に位置することができる。制御システム３０６は、ＣＡＭＤ、翼拡張部、および／または、航空機の多様な部分に分散されていてよい。

一実施形態では、例示のために、制御システム３０６は、接続部６０２を介して、通信でおよび／または機械的に制御面１１２と結合され得る。図３は、制御システム３０６から制御面１１２への１つの実質的にまっすぐな連結器としての接続部６０２を示している。しかし、接続部６０２は、曲がり、回転し、枢動することができ、または、接続部６０２を作るための一連の複数の接続部であってよい。制御システム３０６と制御面１１２の間の接続部６０２は、制御面１１２を制御システム３０６に結合するための電子的なリソース、機械的なリソース、または任意の他のリソースによって操作可能とすることができる。制御面１１２は、制御面１１２がアクティブ型翼拡張部１００の本体に対して、上におよび／または下に、後部端部を回転できるように、ヒンジ、ピボットまたは他の旋回装置６０４によってアクティブ型翼拡張部１００に結合することができる。上述したように、制御システム３０６によって与えられる、アクティブ型翼拡張部器の制御面１１２を操作するためのコマンドは、制御システム３０６が航空機３０２のセンサ１１４から受信した飛行状態データに基づくことができる。

図７は、アクティブ型翼拡張部１００の端面図６００を通して見た制御システム３０６の一実施形態７００を示す。図３および図６に関して説明したように、制御システム３０６は、飛行状態データに基づいてアクティブ型翼拡張部１００の制御面１１２を制御することができる。制御システム３０６は制御面１１２に結合することができ、これは、図１に示した空気流修正装置１１０を表すことがある。制御面１１２は、制御面１１２が制御システム３０６によって与えられるコマンドに関して動くことができるようにするために、ヒンジ、ピボットまたは他の旋回装置３０４によってアクティブ型翼拡張部１００と結合することができる。

さらに、例示のために、図７は機械的な制御システム７０２の実例的な実施形態を示す。機械的な制御システム７０２は、ばね７０６に結合されるボブウェイト７０４を含むことができる。ボブウェイト７０４は、鉛または機械的な制御システム７０２を起動し得る他の錘から製作できる。ばね７０６は、コイルばね、弓形ばね、またはボブウェイト７０４のために抵抗を生じさせるために使用される任意の他の装置から作ることができる。一実施形態では、例示のために、ボブウェイト７０４は、結合システム７０８を介して制御面１１２に結合されてもよい。例示のために、結合システム７０８は、剛性の物体、ベルト、鎖、またはボブウェイト７０４を制御面１１２に結合するための他のリソースであってもよい。結合システム７０８は、例示のために、２つの接続点７１０および７１２、並びに１つの固定点７１６とともに示される。結合システム７０８は、一連の枢動点、角度、または他の接続部を含むことができる。結合システム７０８は、点７１４においてばね７０６と接続するように構成してもよい。

一実施形態では、機械システム７０２は、突風等の飛行中の状態、１人または複数のパイロットによって生じる操縦、または航空機の翼での任意の他の状態に反応するように構成することができる。飛行中の状態に基づいて、ボブウェイト７０４はばね７０６を基準に機械システム７０２内の位置を変更してもよい。例えば、ボブウェイト７０４は、飛行中の状態に応じて落下、上昇またはそれ以外の場合位置を変更することができる。ボブウェイト７０４が位置を変更するとき、ボブウェイトは、結合システム７０８にばね７０６上の抵抗力を生じせ、接続点７１０を動かす。その結果、接続点７１０の動きによって、結合システム７０８が接続部６０４に制御面１１２を調整させるように、接続点７１２を調整することができる。

図８は、アクティブ型翼拡張部１００の端面図６００を通して見たロジックコントロールシステム８０２の追加の実施形態８００を示す。図３、図６、および、図７に関して説明したように、図７の制御システム３０６に酷似したロジックコントロールシステム８０２は、アクティブ型翼拡張部１００の制御面１１２を、飛行状態データに基づいて制御できる。例として、また限定でなく、図８の実施形態８００は、１つまたはもっと多いセンサ１１４、ロジックコントローラ８０４、および、アクチュエータ、例えばモータ８０６を含むことができる。センサ１１４は、図１に示されるセンサが代表することができる。センサ１１４は、ロジックコントローラ８０４に電子的に結合することができる。ロジックコントローラ８０４はモータ８０６と結合することができる。例示のために、モータ８０６は、電気モータとすることができる。一例では、モータ８０６は制御面１１２と結合することができる。モータ８０６は、受信した飛行中の状態、および、ロジックコントローラ８０２の中にプログラミングされている所定の飛行状態に応じて制御面１１２の後部分を。上または下に回転させることができる。さらに、モータ８０６は、制御面１１２を作動させる電子リソース、空気圧リソース、油圧リソース、または他のリソースを介して、制御面１１２と結合することができる。少なくとも一実施形態では、例示のために、モータ８０６は、制御面１１２を軸上で枢動させ、後部分を上または下に動かし、ロジックコントローラ８０２が計算したように、制御面１１２を調整することができる。

ロジックコントローラ８０４は、アクティブ型翼拡張部１００、コックピット（図示せず）、航空機（図示せず）の主胴体、または、航空機内もしくは航空機上に位置する何処に位置していてもよい。飛行状態データは、最初に航空機３０２上に位置するセンサ１１４によって受信することができる。情報は、パイロットによる慎重な飛行中の操縦、突風、または航空機に対する条件の変化の他の原因から生じることがある。センサ１１４が収集した情報をロジックコントローラ８０４によって受信することができ、データは、分析され、またはそれ以外の場合は処理することができる。１つの例では、ロジックコントローラ８０４を、航空機の特定の作り、または、型を表することができる所定の飛行状態でプログラミングすることができる。さらに、ロジックコントローラ８０４は、翼に対するモーメント荷重を最小限に抑えるために、制御面１１２の位置を飛行中の状態に基づいて計算することができる。換言すると、ロジックコントローラ８０４は、飛行中の状態を受信し、制御面１１２の必要とされる位置を判定することができる。さらに、ロジックコントローラ８０４は、制御面１１２の制御を達成するために制御コントローラを結合できるモータ８０６に、信号を送信することができる。例示のために、モータ８０６は、電子、空気圧、油圧、または任意の他のタイプのモータであってよい。

実例的な比較グラフ
図９は、航空機の翼上の位置に対して、航空機の翼での局所的な正規化された揚力係数または揚力分散を比較するグラフ９００を示す。図９の翼は、翼の一般的な表示であり、航空機翼の特定の作りまたは型を表すように作られていない。グラフのＸ軸は翼上の位置を示す。それは翼のセミスパンのパーセンテージ（％）で表されている。翼の長さは表示にすぎず、アクティブ型翼拡張部１００を設置し得る翼のサイズを限定するものではない。Ｙ軸は翼上での揚力分散を表す。荷重は、航空機の中心に近づくほど高くなる。グラフ９００は単に説明のためであり、航空機が経験することがある荷重分散の一例を示している。グラフ９００は、分散された荷重がグラフ上の任意の点でより多くなることがあるのか、それともより少なくなることがあるのかを限定するものではない。グラフ９００は、翼が遭遇することがある。分散された荷重の基本的な形状を表している。

グラフ９００は、１つのダッシュおよび２つの点を用いてグラフ９００上の線によって表される、従来の製造翼上での揚力分散を示す。グラフ９００はまた、破線で表される、例えば小翼等の翼端装置を持つ従来の翼拡張部が設置されるときの翼上の揚力分散を示す。さらに、グラフ９００は、翼端装置を持つアクティブ型翼拡張部１００が翼上に組み込まれるときの翼での揚力分散も示す。

比較は、例えば小翼等の翼端装置を持った従来の翼拡張部によって生じる揚力分散が翼端部においてより大きくなり得ることを示している。これにより、翼の揚力の中心が外側寄りに移動することがあり、そのために翼の曲げ荷重が増大する場合がある。しかし、翼が荷重軽減システム３００を活用するアクティブ型翼拡張部１００を有するときは、翼端部での揚力分散は従来の小翼の揚力分散よりも著しく低く低下することがある。グラフ９００は、荷重が翼端部の位置（航空機から最も遠く離れた点）でゼロ以下まで低下することがあることを示す。これらの荷重は、航空機が遭遇することがある最大の荷重である、航空機上の設計荷重を表す。

アクティブ型翼拡張部制御可能面１１２が展開されていないとき、アクティブ型翼拡張部１００はパッシブ型小翼または固定小翼の同じ効率利点を生じさせる。局所的な正規化された揚力係数が上昇し、翼上の荷重が増大するとき、翼拡張部１００での制御面１１２は翼上の荷重を削減するために調整することができる。一実施形態では、大半の時間は、空気流制御面１１２が未展開または未偏向である可能性がうる。しかし、別の実施形態では、制御面を、翼上の荷重が元の設計荷重に近づいたときだけ展開することができる。

図１０は、アクティブ型翼拡張部システム、アクティブ型システムを備えていない小翼を持つ翼、および標準的な翼の翼設計応力の比較を表すグラフ１０００を示す。設計応力または設計荷重は、翼構造が負うように設計される臨界荷重である。Ｘ軸は、航空機の翼の長さに沿った位置を表す。単位は、翼のセミスパンのパーセンテージ（％）で示される。翼の長さは表示にすぎず、アクティブ型翼拡張部１００が設置され得る翼の大きさの限定ではない。さらに、図１０では、Ｙ軸は翼に対する荷重を表す。この荷重は設計ルート曲げモーメント荷重を示す。比較は、翼が担う標準的な荷重を示す。グラフ１０００は説明のためだけであり、決して限定的となることを企図されていない。ルート曲げモーメント荷重は、変化する翼の作りおよび型に対してより大きくなる、またはより小さくなることがある。グラフ１０００は、翼拡張部および／または小翼がアクティブ型システムなしで追加されるときの翼の荷重も示す。さらに、グラフ１０００は、翼拡張部および／または小翼が翼に追加されるときの翼に対する荷重も示す。

荷重軽減システム３００が翼拡張部１００上で有効にされた状態では、設計モーメント荷重は、アクティブ型システムを備えない小翼を持つ翼上の設計荷重よりも低いことがある。さらに、荷重軽減システム３００が翼拡張部１００上で有効にされた状態では、モーメント荷重は、翼拡張部および／または小翼が設置されていない翼に対する荷重よりも低いことがある。従来の小翼および拡張部は、荷重倍数の関数として翼応力を増大し、翼の疲労寿命を実質的に短縮する。「ｇ当たり応力」曲線の傾きは通常線形であり、パッシブ型小翼の追加は傾きを増し、翼の予想寿命および計算寿命を削減する。アクティブ型翼拡張部は、この曲線の傾きが元の曲線の傾きと同じ、または元の曲線の傾きよりも低くなるようにこの曲線の傾きを削減する。

空気流修正装置の実例的な制御
上述したように、コントローラは、航空機が例えば突風操縦に遭遇している、または、フラッタが発生し得る飛行レジメに入っている可能性がある、現在の飛行状態を反映する飛行データを受信することができる。このデータは航空機内のセンサによって提供されてよく、飛行状態データに変換することができ、または飛行状態データの形でコントローラによって受信することができる。このデータに基づいて、コントローラは、所望される場合、現在の飛行状態に対応するために制御面を動かす。例えば、航空機が鉛直方向で突風に遭遇している場合、センサは、例えば加速度計からの電圧の変化を通じて突風を感知し、そのデータをコントローラに送信することができる。コントローラはこのデータを受信し、翼拡張部の１つまたはもっと多いＣＡＭＤを調整することができる。調整により、ＣＡＭＤの制御面を偏向させ、翼拡張部によって生じる揚力を削減することができる。

追加でまたは別のものとして、フラッタが発生する可能性のある飛行レジメに航空機が遭遇し始める場合、第１の方向において垂直な動きを示す加速度計または歪みゲージからの電圧の変化を第１のセンサが検出することができる一方で、第２のセンサは、第２の方向において垂直な動きを示す加速度計または歪みゲージからの電圧の変化を検出することができる。様々な状況において、これは、翼に沿ったトルクまたはねじれを示すことができる。この指示は、フラッタに固有の、ピッチングおよび／または急落する動きに関連している可能性がある。コントローラは、このデータを受信して、翼拡張部の１つまたはもっと多いＣＡＭＤを調整することができる。調整により、翼拡張部、翼、および／または飛行レジメによって発生されるトルクをＣＡＭＤの制御面が減少させることができる。

追加でまたは別のものとして、様々な実施形態は、翼の構造に取り付けられたリニアおよび／または回転センサ、マイクロロードセル、および／または歪みゲージ、および／または、翼および／または翼拡張部内の複数のポイントに取り付けられた加速度計を使用してねじれを検出することを企図している。追加でまたは別のものとして、センサはまた、限定はされないが、翼の桁に組み込まれてモーメントおよびねじりの変化を検出するための歪みゲージ、翼の前方および後方部分に取り付けられてフラッタに固有の「ピッチングおよびプランジング」モーションを検出するための加速度計、航空機の飛行状態を検出するための圧力および温度センサ、および／または、翼の変形を検出するためのリニアおよび回転位置センサを含むことができる。

システムは、小翼の水平または垂直部分上の空気力学的表面の前縁部および／または後縁部を使用して、増大したねじれを緩和するようにＣＡＭＤ取り付け周囲の空気の流れを変更することができる。ねじれを緩和するために使用する面は、既存の荷重軽減面であってもよいし、または、ねじれに対処するように特別に設計された、より小さな独立した面であってもよい。

追加でまたは別のものとして、これらの同一面を使用してフラッタを減衰させることができ、または、特定の力を生成するように設計された面を使用することができる。これらの面は、単純なフラップであってもよいし、スピードブレーキまたはドラッグラダーと類似していてよい。フラッタ減衰はまた、フラッタと位相がずれて振動し、および／または、フラッタ誘発状態に対し翼の応答を同調させるように位置を変更することができる小さな動く塊の物体を、翼または小翼の構造の内部に使用して達成することができる。

アクティブなシステムを支援するために、追加の受動的特徴もまた含まれていてよい。例えば、これらの機能は、ガーニーフラップ、特定の翼領域における翼形部の修正、翼の翼弦線の下方または上方のいずれかの追加の垂直面、該垂直面（１つまたは複数）の部分または全部の前方スイープを、他の機能の中に含んでもよい。

様々な実施形態および飛行レジメでは、突風操縦によって引き起こされる翼拡張部に対する荷重、および／または、フラッタ誘発飛行レジメを軽減するときのＣＡＭＤの効果に反応時間が影響を与えることがある。非限定的な例として、本願に従ったＣＡＭＤは、突風操縦および／またはトルクの検出から１０ミリ秒（ｍｓ）以内にコントローラの初期応答を提供し、および、検出から５００ｍｓ以内にＣＡＭＤの制御面の初期の動きを完了するように構成することができる。様々な実施形態では、本願に従ったコントローラは、制御面の動きを、外乱の検出から８ｍｓ以内に開始させ、および、１００ｍｓ以内に制御面の初期の動きを完了させるように構成することができる。様々な実施形態は、より迅速なまたはより緩慢な反応時間および完了時間を企図することができる。

翼拡張部なおける複数のＣＡＭＤの制御は互いに独立であってよく、または、ＣＡＭＤの制御は連携することができる。例えば、翼拡張部における各ＣＡＭＤの独立した制御は、各ＣＡＭＤの同時反応および展開を提供することができる。その場合、同じ飛行中データに対応する１つの制御システムまたは複数の制御システムは、類似したＣＡＭＤに、類似したまたは同じ反応をさせることができる。翼拡張部が複数のＣＡＭＤを有する実施形態では、調整可能に制御因子を構成することができる。それらの制御因子は、個々のＣＡＭＤの数および反応性に対応するために、初期値、閾値、および初期反応設定値を含むことができる。

様々な実施形態は、翼拡張部の複数のＣＡＭＤの連携した反応を提供する。連携した反応は、同時に複数のＣＡＭＤに反応させることを含むことができる。非限定的な例として、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部を、連携し、同期し反応でＣＡＭＤを展開するように構成してもよく、両方のＣＡＭＤとも、最初のうちは同時に展開する。その場合、ＣＡＭＤは同じ偏向または異なる偏向によって展開することができる。様々な実施形態では、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部は、第２のＣＡＭＤの中心寄りに位置する第１のＣＡＭＤを、最初のうちは第２のＣＡＭＤよりも小さな偏向で展開させるように構成することができる。追加でまたは別のものとして、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部は、第２のＣＡＭＤの中心寄りに位置する第１のＣＡＭＤを、最初のうちは第２のＣＡＭＤよりも大きな偏向で展開させるように構成することができる。

追加でまたは別のものとして、連携した反応は、複数のＣＡＭＤを段階的または交互のときに反応させることを含むことができる。例えば、第２のＣＡＭＤの中心寄りに位置する第１のＣＡＭＤは、最初は、第２の外側寄りのＣＡＭＤの後で展開することができる。第２のＣＡＭＤは、突風または操縦が第１の荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに、展開することができる。第１のＣＡＭＤは、突風または操縦が第２のより高い荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに、第２のＣＡＭＤの展開に続いて展開することができる。第１の荷重倍数／応力閾値および第２の荷重倍数／応力閾値は、スパン方向図面荷重および／またはねじり荷重を、翼拡張部のない所与の翼のための最初に設計された値以下に維持するように構成することができる。

追加でまたは別のものとして、第２のＣＡＭＤの中心寄りに位置する第１のＣＡＭＤは、最初は、第２の外側寄りのＣＡＭＤより前に展開することができる。第１のＣＡＭＤは、突風または操縦が第１の荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに、展開することができる。この場合、第２のＣＡＭＤは、突風または操縦が第２のより高い荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに、第１のＣＡＭＤの展開に続いて展開することができる。第１の荷重倍数／応力閾値および第２の荷重倍数／応力閾値は、翼拡張部のない所与の翼のための最初に設計された値以下にスパン方向図面荷重および／またはねじり荷重を維持するように構成することができる。

さらに、実例的かつ非制限的な例として、複数のＣＡＭＤの連携した展開を企図する様々な実施形態では、第１のＣＡＭＤと比べてより著しい第２のＣＡＭＤの展開は、より粗い反応と見なされることがある。さらに、第１のＣＡＭＤの展開は、細かいつまりバーニヤの調整として見なされ得る。

さらに、例示的かつ非限定的な例として、様々な実施形態において複数のＣＡＭＤの連携した展開を企図し、ここでは、第１のＣＡＭＤの展開が第１のタイプの荷重、例えば、突風および／または操縦荷重に対処し、および、第２のＣＡＭＤの展開が第２のタイプの荷重、例えば、ねじり荷重に対処する。

図１１Ａ乃至図１１Ｄは、複数のＣＡＭＤがそれらの展開において連携する実例的な実施形態を示す。図１１Ａは、翼１１０２を有する航空機（図示せず）に実装することができるアクティブ型空気流修正システム１１００を示す。アクティブ型空気流システムは、第１のＣＡＭＤ１１０６および第２のＣＡＭＤ１１０８を含む翼拡張部１１０４を備えることができる。第１のＣＡＭＤ１１０６は、翼１１０２に対して第２のＣＡＭＤ１１０８の外側寄りに位置することができる。第１のＣＡＭＤ１１０６は、コントローラ（図示せず）および制御面１１１０を含むことができる。一方、第２のＣＡＭＤ１１０８は、コントローラ（図示せず）および制御面１１１２を含むことができる。

上述したように、様々な実施形態では、第２のＣＡＭＤ１１０８の制御面１１１２と比べてより大きな程度／規模／偏向に、第１のＣＡＭＤ１１０６が制御面１１１０を展開させるように、翼拡張部１１０４を構成することができる。

図１１Ｂ乃至図１１Ｄは、アクティブ型空気流修正システム１１００の３つの追加の図を示す。例えば、図１１Ｂは、翼１１０２の後縁部および翼拡張部１１０４からのアクティブ型空気流システム１１００の図を示す。図１１Ｃは、図１１Ｂに示されるＣ−Ｃ面に沿ったアクティブ型空気流修正システム１１００の図を示す。図１１Ｃはまた、制御面１１１２を展開させることができるＣＡＭＤ１１０８のコントローラ１１１４を示す。図１１Ｃは、図１１Ｂに示されるＣ−Ｃ面に沿ったアクティブ型空気流修正システム１１００の図を示し、制御面１１１２は、第１の位置１１１６に、未展開位置１１１８から測定された角度θ（シータ）で展開される。図１１Ｃはまた、第２の位置１１２０に、未展開位置１１１８から測定された角度φ（ファイ）で展開された制御面１１１０を示す。

実例的な翼およびアクティブ型翼拡張部上のセンサ配置
図１２Ａ−Ｆは、翼および翼拡張部の例示的な実施形態をセンサ位置について示す。例えば、図１２Ａは、なくとも２つのセンサ１２１０を例示的なねじり軸１２１２の前および後に含む、例示的なアクティブ型気流修正装置１２００を示す。

図１２Ｂは、複数のセンサ１２１０が気流修正装置１２００内および／または上に配置されている実施形態を示す。１つまたはもっと多いセンサを様々な場所に配置することができることが企図されている。追加でまたは別のものとして、センサ１２１０の示された位置の全てがセンサで占有されるわけではない。例えば、様々な実施形態は、センサ１２１０Ａおよび１２１０Ｂだけが存在し、およびまたは使用されることを企図している。様々な実施形態は、追加のセンサが、存在する場合に、バックアップ、および／または、センサの主要セットの確認指示を提供することができることを企図している。

図１２Ｃは、センサ１２１０が同一スパン方向の位置に配置される必要がない実施形態を示す。例えば、センサ１２１０Ａを、センサ１２１０Ｂより、航空機の中心線からより遠くに配置してもよい。

図１２Ｄは、センサ１２１０が種々のスパン方向の位置に配置される別の実施形態を示す。

図１２Ｅは、センサ１２１０を、翼および／または翼拡張部に沿った様々な位置に配置することができる実施形態を示す。図１２Ｂと同じ様に、図１２Ｅは、センサ１２１０の一部、全部、または種々の位置に存在することができる、センサ１２１０の例の位置を示す。

図１２Ｆは、第１のセンサ１２１０Ａが第１の気流修正装置１２１８上に存在することができ、および、第２のセンサ１２１０Ｂが第２の気流修正装置１２２０上に位置することができる実施形態を示す。これらのセンサ１２１０の組み合わせを用いて、トルクおよびまたはフラッタ状態の開始を検出することができる。

実例的な方法
図１３は、制御可能空気流修正装置を操作する１つの実例的な方法１３００のフローチャートである。上述したように、センサは航空機の飛行状態に基づいてデータを受信する。方法は、必ずしもではないが、本明細書において説明されるセンサおよび制御システムを使用することで実装することができる。理解を容易にするために、方法１３００を、図３、図１１Ａ乃至図１１Ｄに示される構成との関連で説明する。しかし、方法１３００はこのような構成を使用する性能に限定されず、他の航空機および他のタイプの羽根拡張部にも適用可能な場合がある。

この特定の実装例では、方法１３００は、制御システム３０６等の制御システムが、航空機３０２内または航空機３０２上に位置する、センサ３１４等の１つまたはもっと多いセンサからデータを受信するブロック１３０２において開始する。センサから受信されるデータは、飛行中荷重倍数データ、飛行速度データ、航空機重量データ、および／または、高度データを含むことができるが、限定ではなく飛行状態データを含むことができる。飛行状態データは、航空機３０２上で経験される様々な荷重をもたらす様々な飛行状態を表すことができる。例示のために、航空機上の種々の荷重は、突風荷重、ねじり荷重、および／または、フラッタ誘発飛行レジメへの遷移に関連することがある。

ブロック１３０４で、１つまたはもっと多いＣＡＭＤを調整することができる。ＣＡＭＤ３１８の調整は、ブロック１３０２で受信したデータに部分的に基づくことができる。例えば、飛行状態データは信号として受信され、パラメータ３２０を使用して制御ロジック３１６によって解釈される。制御ロジック３１６は、制御面（複数も可）３１２を展開するための１つの位置または複数の位置を決定する等、制御面（複数も可）３１２の動作を決定することができる。例えば、制御ロジック３１６は、制御面１１１０が、図１１Ｄに示されるように位置１１２０に展開される必要があると判断することができる。制御ロジック３１６は、制御面を動かすために信号を発生させることができる。

ブロック１３０６で、制御ロジック３１６からの信号が、アクチュエータまたは図１１Ｃに図示されるコントローラ１１１４等のコントローラによって、受信される。アクチュエータまたはコントローラは、次いで制御面を作動させ、および／または、制御面を展開することができる。様々な実施形態では、制御面は、ヒンジを回転軸に沿って回転させることによって展開される。例えば、コントローラ１１１４は、制御面１１１２を位置１１１６に展開することができる。制御面を、別の位置から位置１１１６に調整することができる。例えば、制御面１１１２は、初めはθ（シータ）より大きいかまたは少ない角度であり、そして、位置１１１６に展開することができる。

様々な実施形態では、方法１４００が繰り返されて、航空機の飛行状態および航空機上の荷重の変更の主な原因となる飛行コース上での複数のＣＡＭＤの調整が実現される。

方法１３００の様々な実施形態は、複数のＣＡＭＤのうちのＣＡＭＤを、他のＣＡＭＤとは独立して調整することを提供する。例えば、ブロック１３０４で、制御ロジック３１６を、複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤの制御面とは独立に、複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤの制御面の位置を決定するように構成することができる。ブロック１３０６において、部分的に制御ロジック３１６に基づいて、複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤが、複数のＣＡＭＤのうちの第２のＣＡＭＤと独立して調整される。各ＣＡＭＤは同じ飛行状態データに独立して反応し得るため、いくつかの場合は、これにより、第１のＣＡＭＤおよび第２のＣＡＭＤを実質的に同じように反応させることができる。

方法１３００の様々な実施形態は、互いに連携して複数のＣＡＭＤを調整することを提供する。例えば、ブロック１３０４で、制御ロジック３１６は、複数のＣＡＭＤのうちの第２のＣＡＭＤの制御面と連携して複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤの制御面の位置を決定するように構成することができる。ブロック１３０６で、制御ロジック３１６に部分的に基づいて、複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤは、複数のＣＡＭＤのうちの第２のＣＡＭＤと連携して調整することができる。様々な実施形態では、複数のＣＡＭＤのうちのＣＡＭＤ間の反応の大きさが異なり得る。例えば、複数のＣＡＭＤのうちの第１のＣＡＭＤを調整することは、第１の制御反応を提供する。複数のＣＡＭＤのうちの第２のＣＡＭＤを調整することは、第２の制御反応を提供する。

いくつかの例では、第２の制御反応の大きさが第１の制御反応よりも大きくてよい。例えば、制御ロジック３１６は、第１のＣＡＭＤ１１０６の制御面１１１０を、第１の制御反応を生じさせる未展開位置１１１８から、測定される角度φ（ファイ）にある位置１１２０まで動かす第１の信号を提供することができる。制御ロジック３１６は、第２のＣＡＭＤ１１０８の制御面１１１２を、第２の制御反応を生じさせる未展開位置１１１８から、測定される角度θ（シータ）にある位置１１１６まで動かす第２の信号を提供することができる。様々な実施形態では、角度φ（ファイ）が角度θ（シータ）より大きいことも、未満であることもある。様々な実施形態では、角度φ（ファイ）がゼロより大きくてよい。一方、角度θ（シータ）は実質的にゼロに等しくてよい。追加でまたは別のものとして、角度φ（ファイ）およびθ（シータ）は同じまたは実質的に類似し、複数のＣＡＭＤの少なくともサブセットを同期して作動するように構成することができる。

様々な実施形態および構成では、上述したような連携した制御を、外側寄りのＣＡＭＤがより大きな初期反応を含む可能性がある粗調整を提供するように構成することができる一方で、中心寄りのＣＡＭＤは、外側寄りのＣＡＭＤの初期反応と比べてより小さい初期反応を含む可能性がある微調整を提供する。この例は、図１１Ａ乃至図１１Ｄで見ることができる。追加でまたは別のものとして、中心寄りのＣＡＭＤを粗調整を提供するように構成してもよいし、外側寄りのＣＡＭＤを、微調整を提供するように構成してもよい。

結論
実施形態は構造上の特長および／または方法論的行為に特定の言語で説明されてきたが、本開示および添付特許請求の範囲が必ずしも説明された特定の特長または行為に限定されていないことが理解されるべきである。むしろ、特定の特長および行為は、実施形態を実現する実例的な形として開示されている。例えば、方法論的行為は、本明細書に説明される順序または組合せで実行される必要はなく、１つまたはもっと多い行為の任意の組合せで実行することができる。

Claims (14)

1. 航空機であって、
   胴体と、
   基準翼であって、前記胴体に該基準翼の第１の端部において結合され、および、エルロンを有する基準翼と、
   翼拡張部であって、
   前記基準翼の第２の端部に結合された水平部分であって、そのために、該水平部分が前記基準翼の外側寄りにある、水平部分と、
   前記翼拡張部の前記水平部分に直接的に結合された制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）であって、該ＣＡＭＤの構成における変位の変化に少なくとも部分的に基づいて翼上のねじり荷重を軽減するように構成され、前記変位の変化が、本航空機のフラッタ状態の検出に少なくとも部分的に基づいており、該フラッタ状態の検出が、本航空機上に位置する１つまたはもっと多いセンサから受信したデータに少なくとも部分的に基づいている、ＣＡＭＤと
   を含む翼拡張部と
   を備える航空機。
2. 前記ＣＡＭＤが、
   前記翼拡張部の後縁部に配置された制御面であって、そのために、前記基準翼に対して実質的に平行である制御面と、
   前記制御面の動きを飛行中の荷重データに少なくとも部分的に基づいて制御するための制御システムと
   を備える、請求項１に記載の航空機。
3. 前記制御面は、前記航空機のために、少なくとも部分的に飛行履歴データに基づいて構成される、請求項２に記載の航空機。
4. 前記制御システムは、前記航空機上に位置する１つまたはもっと多いセンサに通信で結合され、および、信号を、前記航空機上に位置する前記１つまたはもっと多いセンサから受信するように構成される、請求項２に記載の航空機。
5. 実質同一
   前記１つまたはもっと多いセンサは、第１のセンサを前記翼拡張部のねじり軸の前方に、および、第２のセンサを前記基準翼の前記ねじり軸の後方に含む、請求項４に記載の航空機。
6. 前記１つまたはもっと多いセンサは回転センサを含む、請求項４に記載の航空機。
7. 航空機の基準翼に固定して取り付け可能な翼拡張部であって、
   前記航空機に取り付けられるときに、前記航空機の前記基準翼に対して実質的に平行である水平部分であって、前記航空機の前記基準翼の外側寄りの部分に固定して取り付けるように構成される水平部分と、
   前記翼拡張部の前記水平部分に結合された制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）であって、該ＣＡＭＤの制御面の位置における変位の変化に少なくとも部分的に基づいて前記基準翼上のフラッタ状態を軽減するように構成され、前記変位の変化が、１つまたはもっと多いセンサから受信した信号に少なくとも部分的に基づいており、該受信した信号はフラッタ誘発飛行状態を示す、ＣＡＭＤと
   を備える、翼拡張部。
8. 前記ＣＡＭＤが、前記ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合される、請求項７に記載の翼拡張部。
9. 前記制御システムは、前記ＣＡＭＤを、前記航空機のオートパイロットシステムおよびフライバイワイヤシステムのうち１つまたはもっと多くと独立して制御するように構成される、請求項８に記載の翼拡張部。
10. 前記制御システムは制御ロジックを持つ制御装置を備え、前記制御装置は、前記航空機上に位置する１つまたはもっと多いセンサと通信で結合するように構成される、請求項８に記載の翼拡張部。
11. 前記制御装置は、前記１つまたはもっと多いセンサと結合したときに、前記航空機のフラッタ誘発飛行状態を示す信号を、前記航空機上に位置する前記１つまたはもっと多いセンサから受信するように構成される、請求項１０に記載の翼拡張部。
12. 方法であって、
    飛行状態データを、航空機上に位置する２つまたはもっと多いセンサから受信すること、および、
    少なくとも部分的に前記受信した飛行状態データに基づいて前記航空機の翼拡張部上に位置する複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）を調整することに、少なくとも部分的に基づいてフラッタ状態を軽減することであって、
    前記複数のＣＡＭＤは、前記航空機の基準翼に実質的に平行である、前記翼拡張部の水平部分上に位置しており、前記複数のＣＡＭＤは、前記基準翼の制御面と独立して制御可能であり、前記複数のＣＡＭＤを調整することが、
    フラッタを誘発する飛行状態を検出すること、および、
    前記ＣＡＭＤの制御面を高調波で変位させること、前記ＣＡＭＤの制御面を静的に
    変位させること、または、それらの組み合わせ
    を含んでいる方法。
13. 前記変位の変化が、前記ＣＡＭＤの構成における高調波の変位の変化、前記ＣＡＭＤの構成における周期的変位の変化、前記ＣＡＭＤの構成における静的変化、または、それらの組み合わせを含む、請求項１に記載の航空機。
14. 前記変位の変化が、前記ＣＡＭＤの構成における高調波の変位の変化、前記ＣＡＭＤの構成における周期的変位の変化、前記ＣＡＭＤの構成における静的変化、または、それらの組み合わせを含む、請求項７に記載の翼拡張部。

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