可致动的飞行器部件的制作方法

本发明涉及飞行器部件的致动，并且具体地涉及确定被致动的飞行器部件所经历的实际变形。

背景技术：

许多飞行器部件实质上具有折中的设计，这在一个或更多个飞行阶段中提供益处，但在其他飞行阶段中却产生害处(例如，阻力害处)。在飞行器设计中，必须平衡折中的程度，以确保益处超过害处。实际上，这意味着设计在所有飞行阶段中常常都是折中的。

技术实现要素：

本发明涉及致动这种飞行器部件以使其构型适于在一个或更多个飞行阶段中实现改善的性能。

总体而言，本发明提供了一种用于致动飞行器部件的方法和系统，该飞行器部件包括致动材料，在该致动材料中，致动材料响应于致动材料经历的实际变形而产生输出信号，该输出信号表示致动材料的实际变形。

本发明的第一方面提供了一种致动飞行器部件的方法，飞行器部件的至少一部分包括致动材料，该致动材料响应于向该致动材料施加电信号而经历变形，并且该致动材料响应于该致动材料的变形而产生电信号，该方法包括下述步骤：将激活输入信号施加至飞行器部件的致动材料，激活输入信号与致动材料的期望变形对应，飞行器部件的致动材料响应于激活输入信号而经历实际变形；以及产生表示致动材料的实际变形的输出信号。

本发明的第二方面提供了一种飞行器部件致动系统，该飞行器部件致动系统用于致动飞行器部件，该系统包括：飞行器部件，该飞行器部件包括致动材料，该致动材料构造成响应于向该致动材料施加电信号而变形，并且该致动材料构造成响应于致动材料的变形而产生电信号；控制器，该控制器配置成将与致动材料的期望变形对应的激活输入信号传输至飞行器部件的致动材料，并且该控制器还配置成从致动材料接收所产生的表示致动材料的实际变形的输出信号。

第一方面和第二方面的布置使飞行器部件的构型(即，形状或内部机械特性比如刚度)能够通过简单地施加激活输入信号来改变。此外，由致动材料响应于变形而产生的输出信号提供了经历的实际变形的性质的指示。以这种方式，致动材料提供致动功能和感测功能两者。飞行器部件的性能(例如，在每次飞行中，在部件的寿命中或在飞行器的测试阶段中)可以使用致动材料来确定，而不需要单独的感测装置。除了性能分析的能力提高之外，这还提供了显著的减轻重量的优点。

飞行器部件的包括致动材料的部分可以结合至基板、与基板共结合或以其他方式固定至基板。替代性地，飞行器部件可以包括纤维增强的复合材料，并且致动材料可以包括分散在复合材料的基体中的颗粒并且/或者可以包括延伸穿过基体的多个细丝。

致动材料可以包括电活性聚合物或具有压电特性的任何材料，使得致动材料响应于电信号而经历变形并且响应于变形而产生电信号。

致动材料可以通过膨胀、收缩或以任何其他方式来变形。在一些实施方式中，激活输入信号的施加可以引起致动材料的刚度变化。

优选地，激活输入信号基于所产生的输出信号例如经由闭环控制被主动地控制。因此，如果所产生的输出信号指示实际变形不在期望变形的可接受范围内，则激活输入信号可以被相应地修改。例如，施加至飞行器部件的外力比如气动力可能影响飞行器部件，使得致动材料不能实现期望变形。通过经由输出信号对实际变形进行检测，输入激活信号的特性可以被控制以抵消那些外力并且实现期望变形与实际变形之间的更接近的对应。

在一些实施方式中，激活输入信号基于来自飞行器的飞行控制计算机的指令被控制。来自飞行控制计算机的指令本身可以基于来自驾驶舱(驾驶员控制)或来自电传(自动驾驶仪)控制输入的控制输入、或者来自可移动控制表面的监测输入。

在一些实施方式中，飞行器部件由纤维增强的复合材料形成，其中，致动材料嵌入在复合材料的基体中。致动材料可以包括分散在基体中的颗粒和/或嵌入在基体中的细丝。这种细丝可以与复合材料的增强纤维交织。通过以这种方式将致动材料嵌入在基体中，减少了制造步骤的数目，并且使分层或剥离的风险减至最小。替代性地，致动材料可以与基板共结合或共固化以形成复合材料。

飞行器部件可以位于飞行器的空气动力学表面上。例如，飞行器部件可以包括下述部件中的一个部件：雨水槽；涡流发生器；naca管道；燃料系统进入部件。这些部件在一个或更多个飞行阶段(或在地面上)提供益处，并且在一个或更多个其他飞行阶段提供害处。因此，控制这些部件的构型以使益处最大化并使害处最小化会是非常有利的。

在优选实施方式中，期望变形用于改变飞行器部件与可移动控制表面之间的空气间隙，该可移动控制表面构造成能够在收起构型与展开构型之间移动。这种间隙控制可以用于对不同飞行阶段期间的流动分离进行管理。例如，在一些实施方式中，沿空气流动方向变窄的收敛间隙会是特别理想的。特别地，可移动控制表面可以包括后缘襟翼，并且期望变形可以改变空气间隙，以在飞行器部件与处于襟翼的展开构型的襟翼之间提供收敛间隙。飞行器部件可以包括从扰流器的或固定机翼面板的后缘延伸的可致动的后缘部分。

在其他实施方式中，飞行器部件是位于第一表面与第二表面之间的密封件，第二表面包括构造成在收起构型与展开构型之间移动的可移动控制表面，其中，密封件的期望变形趋向于沿朝向第二表面的第一方向驱动密封件。

因此，在巡航期间密封件可以被驱动成与可移动控制表面接触，以提供空气动力学上有益的轮廓并避免不期望的颤振。任何这种颤振或其他不利的空气动力学轮廓可以通过分析输出信号来诊断。此外，密封件沿其长度的形状、轮廓和/或刚度可以根据空气动力学要求和/或密封件的性能而改变。

这些实施方式优选地还包括下述步骤：将第二激活输入信号施加至密封件的致动材料，第二激活输入信号与密封件的趋向于沿与第一方向相反的第二方向驱动密封件的第二期望变形对应，密封件的致动材料响应于第二激活输入信号而经历第二实际变形；以及产生表示密封件的致动材料的第二实际移位的第二输出信号。

因此，密封件可以在其展开期间偏转远离可移动控制表面，以避免密封件被可移动控制表面夹住。

在优选的密封件实施方式中，第一激活输入信号或第二激活输入信号响应于第二表面在收起构型与展开构型之间的运动而被施加至密封件的致动材料。

飞行器部件可以从可移动控制表面突出，并且致动材料的期望变形可以提供飞行器部件相对于可移动控制表面的运动。因此，飞行器部件能够致动成提供对影响可移动控制表面的特性的升力或阻力的额外程度的控制。例如，飞行器部件能够致动成改变由可移动控制表面提供的上空气动力学轮廓的曲率。这种布置可以提供可连续适应的飞行控制表面。此外，通过分析输出信号，可以提供用于减小的机翼载荷和/或乘客舒适度的负载减轻和抖振减小。

在优选实施方式中，可移动控制表面包括后缘襟翼，该后缘襟翼构造成在收起构型与展开构型之间移动，并且飞行器部件从襟翼的后缘突出。这种布置提供了带凸片的襟翼，该带凸片的襟翼可以在高升力飞行阶段中提供具有可变弯度的襟翼，而不会在巡航期间添加显著的阻力害处。

在一些实施方式中，期望变形和实际变形分别包括期望的形状变化和实际的形状变化。也就是说，变形引起致动材料的形状(几何形状)的变化。

在其他实施方式中，期望变形和实际变形分别包括期望的机械应力的产生和实际的机械应力的产生。因此，变形引起致动材料的内部形式/构型的变化，在该致动材料中，内部产生的力引起机械应力。该应力会引起致动材料的形状变化(由于引起的应变)或机械性能比如刚度的变化。

本发明的第三方面提供了一种包括第二方面的系统的飞行器。

本文中所描述的本发明的可选的或期望的特征中的任何特征可以单独地或以任何组合应用于本发明的任何方面。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1a-图1c示出了包括电活性聚合物致动材料的飞行器部件致动系统，其中，电活性聚合物致动材料分别处于中性(未刺激)构型(图1a)、第一构型(图1b)和第二构型(图1c)；

图2是根据本发明的实施方式的飞行器部件致动系统的示意图；

图3a和图3b是飞行器的轴测图；

图4a-图4c是根据本发明的实施方式的可致动的密封件在巡航阶段(图4a)、高升力阶段(图4b)和维护状态(图4c)期间的示意性侧视截面图；

图5a和图5b是后缘组件的示意性侧视截面图，其中，可致动的后缘装置分别示出为处于巡航构型(图5a)和高升力构型(图5b)；

图6a和图6b是示出图5a和图5b的实施方式的可致动的后缘装置的示意性截面图；

图7a-图7f是示出根据本发明的实施方式的可致动的雨水槽的示意图；以及

图8示出了根据本发明的实施方式的可致动的涡流发生器。

具体实施方式

电活性聚合物是在受到电场刺激时经历变形的聚合物，所述变形即形状和/或内部机械应力/刚度的变化。因此，向电活性聚合物施加电信号会使电活性聚合物经历变形。电信号表示电活性聚合物将要实现的期望变形。以这种方式，可以对电信号的特性进行控制以实现变形的期望特性。

此外，电活性聚合物还可以提供逆向响应；也就是说，电活性聚合物将响应于电活性聚合物的实际变形而产生电信号。所产生的电信号表示实际变形，使得可以解释信号的特性以确定变形的特性。

图1a-图1c示出了说明性的飞行器部件致动系统，该飞行器部件致动系统包括飞行器部件100，该飞行器部件100在根端120处由夹紧件130固定并且在梢端110处是自由的。飞行器部件100由与信号发生器(未示出)电通信的电活性聚合物致动材料构成。在其他实施方式中，飞行器部件100可以包括由致动材料构成的一个或更多个部分和由其他材料构成的一个或更多个部分。信号发生器配置成将电信号施加至致动材料100。信号记录装置(未示出)配置成接收由致动材料100产生的电信号。

在没有电信号被施加至飞行器部件100的未受刺激的致动材料的情况下，飞行器部件100的未受刺激的致动材料保持在如图1a中所示的中性位置。在中性位置中，飞行器部件通常是大致直的，使得飞行器部件的梢部110未经历相对于飞行器部件的根部120的竖向移位。

图1b示出了飞行器部件的响应于由经由信号发生器进行的第一激活输入信号的输入产生的刺激而发生的变形。在施加第一激活输入信号时，飞行器部件100的受刺激的致动材料经历第一变形，在该第一变形中，梢部110相对于根部120沿第一方向(在图1b中是向下)移位。如在图1b中可以观察到的，飞行器部件100的处于第一变形(受刺激的)位置的致动材料不再是大致直的，而是限定了弓形轮廓，在该弓形轮廓中，梢部110已经经历了相对于根部120的负的竖向移位。在移除第一激活输入信号时，飞行器部件100的未受刺激的致动材料返回至中性位置，如图1a中所示。

图1c示出了飞行器部件的响应于由经由信号发生器进行的第二激活输入信号的输入产生的刺激而发生的变形。在施加第二激活输入信号时，飞行器部件100的受刺激的致动材料经历第二变形，在该第二变形中，梢部110相对于根部120沿与第一方向相反的第二方向(在图1c中是向上)移位。如在图1c中可以观察到的，飞行器部件100的处于第二变形(受刺激的)位置的致动材料不再是大致直的，而是限定了弓形轮廓，在该弓形轮廓中，梢部110已经经历了相对于根部120的正的竖向移位。在移除第二激活输入信号时，飞行器部件100的未受刺激的致动材料返回至中性位置，如图1a中所示。

第二变形位置(图1c)不是第一变形位置(图1b)的镜像，尽管在一些实施方式中可能如此。因此，可以通过施加不同的激活输入信号来实现飞行器部件100的致动材料的不同形状构型。例如，可以期望第一变形位置与第二变形位置中间的位置。

因此，图1a-图1c的电活性聚合物系统提供了可以从中性位置(图1a)移动至第一变形位置(图1b)或第二变形位置(图1c)的飞行器部件100。

在其他实施方式中，飞行器部件100可以不经历形状变化，而是可以替代地经历另一种类型的变形，比如由导致机械刚度的变化的内部机械应力的变化引起的内部构型变化。

图2示出了适于对图1a-图1c的飞行器部件100的变形进行控制的致动控制系统。

控制系统包括飞行器部件，该飞行器部件包括与控制器204电通信的致动材料元件200。元件200由致动材料形成，在该实施方式中，该致动材料是电活性聚合物。控制器配置成将激活输入信号202施加至致动材料元件200。激活输入信号202与致动材料元件200预期要经历的期望的变形相对应。

在图2的实施方式中，施加至致动材料元件200的激活输入信号202可以由控制器204基于由飞行控制计算机210施加至控制器204的控制信号212来改变。由飞行控制计算机210输出的控制信号212可以基于输入至飞行控制计算机的信号而改变，其中，输入至飞行控制计算机的信号比如是飞行员或电传控制输入221、来自飞行控制的输入或监测输入222或两者的组合，另外还有输入至飞行控制计算机210的任何其他信号。在替代性实施方式中，控制器204可以通过非可变激活输入信号202来预编程，该非可变激活输入信号202不响应于来自飞行控制计算机210的指令而改变。

在图2的实施方式中，控制器204连接至电源205，该电源205给控制器提供电力。电源可以是控制器204内的内部电源，可以从飞行器电源获取，或者可以包括任何其他电源配置。在电源是低电压电源的情况下，控制器204还可以需要变压器(未示出)以将低电压电源调节成适于应用于电活性聚合物元件200的高电压电源。在图2中所描述的图示中，电源205从飞行器电源获取。

控制器204还配置成接收由元件200的致动材料响应于致动材料所经历的实际变形而产生的输出信号206。由于除致动力之外的作用在致动材料元件200上的外力，实际变形可能与致动材料的期望的变形不同。也就是说，实际变形的大小和/或方向可能与预期的期望的变形不同，使得致动材料元件200的实际变形不精确地如预期的那样。例如，这种外力可以由飞行器的不同飞行阶段期间的共振频率和部件颤振的影响引起。因此，输出信号206提供表示元件200的致动材料所经历的实际变形的信号。

在开环控制实施方式中，输出信号不被反馈回控制器204。然而，在图2的闭环控制实施方式中，输出信号在被反馈到控制器204中之前被反馈到信号调节器208中。在替代性实施方式中，信号调节器208可以被省去。

通过将输出信号206反馈回控制器204，可以基于输出信号206，即经由闭环控制，对与期望的变形相对应的激活输入信号202进行主动地控制。也就是说，如果输出信号206指示致动材料元件200的实际变形不在预期的期望的变形的给定公差边界内，则可以相应地调整激活输入信号202。

该控制反馈环确保致动材料元件200的实际变形在期望的变形的可接受界限内，并且允许作用在致动材料元件200上的外力被补偿。这种主动控制可以在飞行器的飞行期间实时进行，或者可以在飞行器的例行维护期间或在飞行测试程序期间以离散的间隔进行。

来自控制器204的信号和/或数据还可以经由控制器反馈信号207被反馈回飞行控制计算机210，并且来自飞行控制计算机的信号和/或数据也可以通过计算机反馈信号217被反馈回飞行员或电传系统。因此，飞行控制计算机210可以基于输出信号206来确定是否调整激活输入信号202。

关于图1和图2的上述布置提供了一种飞行器部件，该飞行器部件的变形(该变形包括所有几何特性和内部机械特性，并且该变形可以对刚度具有直接影响)可以配置成用于不同的飞行阶段。这使飞行器部件的设计能够为每个飞行控制配置和飞行阶段提供最佳的轮廓/刚度，而不是在整个条件范围上的最佳折中。

该控制可以直接集成到电传飞行器中，其中，能够调整为飞行测试数据的连续可变的轮廓的可能性在早期飞行期间或者甚至在飞行器寿命的后期阶段变得能够获得，其中，对机翼的空气动力学性能的修改——例如通过改变可移动控制表面来进行——可以通过改变控制飞行器部件的软件而不是通过更换飞行器部件来适应。

此外，通过利用致动材料响应于变形的变化而产生电信号的能力，可以提供正反馈以识别并抵消飞行器部件的不期望的行为，例如飞行器部件在特定的飞行阶段期间经历的共振频率或其他瞬态行为。这种不期望的行为可以通过对所产生的输出信号进行分析来识别，并且通过对激活输入信号进行修改来抵消。

图2中所示的布置能够适用于本发明的所有实施方式，并且特别适用于下面更详细描述的实施方式中的每个实施方式。

图3a和图3b分别示出了从下方和上方观察的飞行器300的倾斜轴测图。该飞行器包括机身302和一对机翼304。每个机翼304包括可移动控制表面，该可移动控制表面包括位于机翼后缘处的内侧襟翼306和外侧襟翼308以及多个扰流器310(空气制动器)。襟翼306、308包括在起飞、进场和着陆期间展开的高升力装置，并且扰流器310包括在降落和着陆期间展开的升力减小装置。本发明可以体现在对这种可移动控制表面的改进中，如下面进一步讨论的。

该飞行器还包括涡流发生器312，涡流发生器312用于使机翼304上的流动分离延迟。所示的涡流发生器312示出为位于机翼下表面上，在燃料箱通风口的上游。涡流发生器可以替代性地位于飞行器上的其他位置，包括机翼上表面上。飞行器还包括naca管道314和雨水槽316，naca管道314提供空气流入口，雨水槽316在每个飞行器门的顶部上方延伸，以将机身302上的雨水流移离使用门的乘客。这种飞行器部件共同具有的事实是：这种飞行器部件在特定的飞行阶段中或在地面上执行有用的功能，而在其他飞行阶段中提供阻力害处。本发明可以体现在对这种飞行器部件的改进中以解决该问题，如下面进一步讨论的。

图4a-图4c示意性地示出了包括位于第一表面401与第二表面402之间的叶片密封件400的飞行器部件。叶片密封件400是由诸如电活性聚合物之类的致动材料形成的整体密封件。在图4的实施方式中，第一表面401是固定的下机翼面板。然而，第一表面401可以替代性地是可移动控制表面或任何其他适合的固定表面。第二表面通常可以是可移动控制表面，比如襟翼。

当飞行器处于巡航时(图4a)，第一激活输入信号被提供至叶片密封件400的致动材料，从而使叶片密封件400变形成采用第一构型(形状)，在该第一构型中，叶片密封件400的自由端沿朝向第二表面402的第一方向移位，使得叶片密封件400驱动成与第二表面402接触。如图4a中所示，因此，密封件400将预加载力406施加至第二表面402。预加载力406具有形成抵靠于第二表面401、402的紧密封布置的效果，这实现了针对低阻力而优化的空气动力学轮廓。在第二表面是机翼襟翼的情况下，预加载力406还具有防止上机翼表面与下机翼表面之间的压力损失的效果。

参照图4b，在需要高升力的飞行阶段期间，第二表面402需要移动至展开构型。在第二表面402的展开和随后的收回期间，叶片密封件400的构型(形状)改变，因此叶片密封件400变形成采用第二构型(形状)，在该第二构型中，不存在叶片密封件400夹住的风险。为了实现这一点，向叶片密封件400的致动材料提供了第二输入激活信号(与第一激活输入信号不同)，该第二输入激活信号使叶片密封件400的自由端沿与第一方向相反的第二方向移位。通常，该第二方向是在远离正在移动的第二表面402的方向上。第二输入激活信号还可以用于在展开阶段和收回阶段期间使密封件的刚度增加。

通过在第二表面402运动时将叶片密封件400致动远离第二表面402，密封件400被夹在第一表面与第二表面之间的可能性减至最小。这是有益的，因为被夹住的密封件对部件的空气动力学轮廓具有不利影响，并且还将需要安排维护停机以纠正该问题。在第二表面402已经被完全致动到其高升力构型之后，密封件可以被进一步致动以实现高升力构型(未示出)中的空气动力学上有利的轮廓。这可以通过产生唇缘、收敛间隙、发散间隙或能够影响流动分离和层流的任何其他有利构型来实现。

图4c示出了在地面上的维护构型，在该维护构型中，第二表面402需要移动到第二表面402的正常操作范围之外。在该构型中，密封件400可以被致动成采用维护构型，在该维护构型中，密封件将不会因第二表面402的运动而被夹住或以其他方式损坏。该维护构型可以与密封件400的中性构型——即在没有激活输入信号被施加至密封件时的密封件形状——相对应。替代性地，其他输入激活信号可以被施加至密封件以实现维护构型。

图4的叶片密封件400按照上面参照图2描述的控制系统被控制。因此，由密封件400的致动材料响应于密封件的实际变形而产生输出信号(图2中的206)，输出信号表示该实际变形。然后，激活输入信号(图2中的202)可以基于输出信号被主动地控制。

在图4的实施方式中，叶片密封件400是完全由电活性聚合物(或其他致动材料)制成的整体密封件。然而，在替代性实施方式中，部件可以包括位于非电活性基板的本体上的电活性聚合物条带或面板。在另外的其他实施方式中，部件可以包括纤维增强的复合材料部件，在该纤维增强的复合材料部件中，纤维分布在基体内，并且电活性聚合物可以分布在复合材料部件的基体上。因此，叶片密封件400可以包括复合材料，在该复合材料中，复合材料的仅一部分或更多部分由电活性聚合物致动材料形成。例如，致动材料可以包括密封件的主要由弹性材料比如硅橡胶形成的组成部分；这种密封件还可以包括一个或更多个织物层，所述一个或更多个织物层比如是用于硬化和耐磨的表面面层的聚酯织物层和/或用于结构强度的玻璃/碳纤维织物。

图5a和图5b示意性地示出了处于巡航构型(图5a)和高升力构型(图5b)的机翼后缘组件，在该巡航构型中，后缘襟翼500收回，在该高升力构型中，襟翼500展开。扰流器502(空气制动器)能够在低升力构型(未示出)与所示的收起构型之间移动，在该低升力构型中，扰流器502绕其前端铰接。可致动的后缘装置504在其一端处固定至扰流器的尾部边缘并且在襟翼上向后延伸。

可致动的后缘装置504包括致动材料比如电活性聚合物。可致动的后缘装置504响应于襟翼500的展开通过施加第一激活输入信号而被致动以引起第一变形从而引起第一构型(形状)，该第一构型提供如图5b中所示的向下弯曲。可致动的后缘装置504的第一构型(形状)使得可致动的后缘装置504与襟翼500形成收敛间隙，从而使得展开的襟翼500与可致动的后缘装置504之间的间隙或狭槽在穿过间隙的空气流506的方向上逐渐变得更窄。已知这种收敛间隙在一些高升力条件下提供了理想的空气流特性。

同样理想的是，可致动的后缘装置504在其处于第一构型时具有高的刚度，以确保收敛间隙保持在可接受的公差内。因此，第一激活输入信号引起激活材料的刚度随着形状变化而增加。

在非高升力飞行阶段期间，特别是在巡航期间，理想的是可致动的后缘装置504采用下述形状：在所述形状中，可致动的后缘装置504提供具有最低阻力害处的空气动力学轮廓。因此，可致动的后缘装置504响应于襟翼500的收回而被致动以引起第二变形从而引起第二形状，该第二形状提供了这种空气动力学形状，如图5a中所示。该第二形状可以与致动材料的中性构型相对应，并且因此可以通过停止施加第一激活输入信号来引起。替代性地，第二形状可以通过将与第一激活输入信号不同的第二激活输入信号施加至致动材料来引起。

如上面关于其他实施方式所述的，通过施加第一输入激活信号和/或第二输入激活信号而实现的实际变形通常将不会与期望的变形精确地相对应。实现的实际变形通过经由上述方法(并且特别是如图2中所示的)对由致动材料响应于实际变形而产生的输出信号进行分析来确定。此外，实际变形可以通过如上所述(并且特别是如图2中所示)对第一激活输入信号和/或第二激活输入信号的主动(闭环)控制来控制。

在一些实施方式中，可致动的后缘装置将由致动材料整体形成，并且在其他实施方式中，后缘装置将包括一个或更多个致动材料部分。例如，如图6a和图6b中所示，致动材料层508可以结合至金属或复合板510的下表面。在这种实施方式中，通过减小致动材料层508的长度而在施加激活输入信号时在面板510中引起的应力引起面板510中的剪切从而引起期望的偏转。在另外的其他实施方式中，可致动的后缘装置可以包括纤维增强的复合材料部件，在该纤维增强的复合材料部件中，纤维分布在基体内，并且电活性聚合物可以分布到复合材料部件的基体中。

尽管在图5的实施方式中可致动的后缘部分504从可展开的扰流器502的尾部边缘延伸，但是在其他实施方式中，可致动的后缘部分504可以从固定的机翼部分——比如机翼后缘组件或罩盒组件的固定面板——的尾部边缘延伸。

在另外的其他实施方式中，可致动的后缘部分504可以替代性地从另一可移动控制表面——比如后缘襟翼——的尾部边缘延伸。在这种实施方式中，可致动的后缘部分提供襟翼片，该襟翼片沿着襟翼的尾部边缘延伸并且能够相对于襟翼致动。该片可以在一端处固定至襟翼，使得该片的致动材料的致动引起该片的自由端相对于该片的固定端移动。以这种方式，该片可以致动成使得该片的自由端相对于襟翼向下移动，以使襟翼的曲率增加，并且因此使襟翼的展开的高升力构型中的升力增加。

图7e-图7f示意性地示出了可致动的雨水槽316(也在图3a-图3b中示出)。图7a和图7b示出了雨水槽316在防止落在机身302上的雨水滴落到穿过飞行器门702的乘客身上的作用。在本发明的实施方式中，雨水槽316可以完全地或部分地由致动材料形成，并且雨水槽316根据本发明如本文中所述被控制成在飞行期间收回(图7c)以减少废阻力并且当飞行器在地面上时展开(图7d)。在本发明的其他实施方式中，雨水槽316可包括在机身302与雨水槽316之间延伸的致动器部分316a，致动器部分316a的长度能够延伸以推动雨水槽316远离机身302到达雨水槽316的展开构型。在这两个实施方式中，致动材料的中性构型优选地实现了雨水槽的收回，使得仅在需要将雨水槽致动到雨水槽的展开状态时才需要施加动力。

图8示出了根据本发明的能够致动的涡流发生器312(在图3a中标识)的示例。涡流发生器312设置在空气动力学表面上并且设置在燃料超压保护(fopp)腔800的上游，以减小在着陆进场期间由fopp腔800产生的噪音。在本发明的实施方式中，涡流发生器312可以完全地或部分地由根据本文中所述的方法控制的致动材料形成，以改变涡流发生器的形状。例如，该形状可以变化以使涡流发生器的突出高度(即，突出部与空气动力学表面的距离)或轮廓改变。该形状可以针对每个飞行阶段变化以使性能优化，并且/或者该形状可以连续地改变以提供最佳的空气动力学轮廓。

尽管上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是应当理解的是，在不背离本发明的在所附权利要求中限定的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

特别地，上述实施方式利用电活性聚合物来实现飞行器部件的所需移位，但是在其他实施方式中，可以替代地使用其他适合的材料，比如具有压电特性的材料。

在本文中所述的所有实施方式中，飞行器部件可以整体地由致动材料比如电活性聚合物形成，或者可以包括复合部件，在该复合部件中，一个或更多个部分包括致动材料。

替代性地，飞行器部件可以包括纤维增强的复合材料，在该纤维增强的复合材料中，增强纤维嵌入基体中。在这种实施方式中，致动材料可以在整个基体中被分散为颗粒，从而提供减少额外制造步骤和降低分层/剥离风险的益处。致动材料/基体部分需要被调整以确保致动材料含量足够高以提供所需的机械力而不损害复合材料基体的承载能力或不会使复合材料基体的质量/尺寸超过可接受的限度。这对于利用致动材料的膨胀来驱动变形的结构而言最可能被认为是有吸引力的选择。

作为飞行器部件包括纤维增强的复合材料的实施方式的另一替代性方案，致动材料可以以细丝形式结合到复合材料的纤维编织中。通过在基体内改变位置(例如，在中性轴上方或下方，或平行于±45°编织)，可以设计出具有通过在适当的平面中引起应力而在x、y轴线两者上和a轴线上(即在平面内和平面外)变形的能力的复合材料结构。必须仔细选择材料以在基体的电阻率使得其将电荷‘驱散’远离致动材料时限制致动材料细丝的进入复合材料基体中的电荷耗散。这可以通过施加至致动材料的电阻涂层来实现，该电阻涂层与用在变压器绕组和马达绕组中以防止短路的涂层类似。此外，对大部分致动材料纤维沿期望的方向进行调整使材料能够在期望的平面中施加更大的力，或者表现出不同程度的偏转能力；还能够通过改变期望的平面中的纤维/致动材料比率来实现复合材料结构的刚度/强度调整。