JP2001242190A - 四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 - Google Patents
四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式Info
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- G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 四角錐台型５孔プローブのピトー管を用いた
飛行速度ベクトル計測システムにおいて低速から超音速
までの広速度域で、速度の大きさと気流角を示す飛行速
度ベクトルと高度を示す静圧を、高精度で高更新率で演
算処理することができる演算処理アルゴリズムを提供す
る。 【解決手段】 演算処理方法は、迎角αと横滑り角βを
求める近似式を既知数の迎角圧力係数Ｃα，横滑り角圧
力係数Ｃβについての３次式の形とし、その各係数をル
ックアップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍにつ
いての５次までの多項式の形で表したものであり、多項
式の係数計算と、迎角α及び横滑り角βの算出は近似式
に既知数を入れて特定することで単純演算できるように
し、マッハ数がマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数
Ｃγを特定することでルックアップテーブルから瞬時に
割出せることと相まって広速度域飛行速度ベクトル計測
を高更新率で実行できる。
飛行速度ベクトル計測システムにおいて低速から超音速
までの広速度域で、速度の大きさと気流角を示す飛行速
度ベクトルと高度を示す静圧を、高精度で高更新率で演
算処理することができる演算処理アルゴリズムを提供す
る。 【解決手段】 演算処理方法は、迎角αと横滑り角βを
求める近似式を既知数の迎角圧力係数Ｃα，横滑り角圧
力係数Ｃβについての３次式の形とし、その各係数をル
ックアップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍにつ
いての５次までの多項式の形で表したものであり、多項
式の係数計算と、迎角α及び横滑り角βの算出は近似式
に既知数を入れて特定することで単純演算できるように
し、マッハ数がマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数
Ｃγを特定することでルックアップテーブルから瞬時に
割出せることと相まって広速度域飛行速度ベクトル計測
を高更新率で実行できる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、四角錐台型５孔プ
ローブのピトー管を用いた飛行速度ベクトル計測システ
ムに適用する低速から超音速までの広速度域において、
飛行速度ベクトル（速度の大きさと気流角）と静圧（高
度）を高精度で高更新率で演算処理することができる演
算処理アルゴリズムとそれを用いたシステムに関するも
のである。
ローブのピトー管を用いた飛行速度ベクトル計測システ
ムに適用する低速から超音速までの広速度域において、
飛行速度ベクトル（速度の大きさと気流角）と静圧（高
度）を高精度で高更新率で演算処理することができる演
算処理アルゴリズムとそれを用いたシステムに関するも
のである。
【０００２】
【従来の技術】本出願人は、先に図６に示したような四
角錐台型５孔プローブのピトー管を用いた飛行速度ベク
トル計測システムを開発し、特許権（日本国特許第2913
005号；米国特許第5423209号）を得ている。図中Ａは正
面図であり、Ｂは一部断面側面図である。正面図Ａに示
したように中央部に総圧孔があり、ピラミッド形の４斜
面にそれぞれ圧力孔群が設けられている。この特許発明
は「先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮蔽孔を設
け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一
定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管を配設固
定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上にそれぞれ
圧力孔を配置してなる多角錐台型ピトー管型ブローブが
検出する各圧力情報を速度ベクトル演算処理器に入力し
て電気信号に変換し、該速度ベクトル演算処理器に予め
記憶させておいた速度ベクトルに対する前記ブローブ各
孔の圧力係数を用いて信号処理することによって、該圧
力情報と空気密度からブローブ軸に対する飛行速度ベク
トル（Ｖ、α、β）を算出すると共に、前記速度ベクト
ル演算処理器に姿勢方位基準装置の出力を入力させ、前
記機体軸に対する飛行速度ベクトル情報に、姿勢方位基
準装置からの情報を系合させることによって、対気飛行
速度ベクトルを算出することを特徹とする多角錐台型ピ
トー管型ブローブを用いた飛行速度ベクトル検出システ
ム。」である。このような構成を採ることによって、一
つの多角錐台型ピトー管型ブローブ及び演算処理器で、
従来の速度計、高度計、昇降計、マッハ計、ヨーメータ
ーの機能を果たすことができ、検出装置を減らすことが
できると共に、これらの情報を系合させて出力表示で
き、パイロットに信頼性の高い対気情報を提供すること
ができる。また、速度変化における圧力係数の影響が小
さく、複雑な補正を行う必要がなく、広角度範囲で精度
良く速度ベクトル情報を得ることができ、高度のコンピ
ュータを必要とすることなくヘリコプター等の垂直離陸
機を含む一般の航空機から宇宙往還機を含む極超音速機
まで、広範囲の飛行機に容易に搭載することができる。
さらに、風向を検出する圧力孔の速度変化における圧力
係数の影響が小さく、複雑な補正を行う必要がなく、広
角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を検出でき、且つ
目詰まりや振動等による測定不良が発生するおそれもな
い、といった種々の優れた効果を奏する画期的な発明で
ある。
角錐台型５孔プローブのピトー管を用いた飛行速度ベク
トル計測システムを開発し、特許権（日本国特許第2913
005号；米国特許第5423209号）を得ている。図中Ａは正
面図であり、Ｂは一部断面側面図である。正面図Ａに示
したように中央部に総圧孔があり、ピラミッド形の４斜
面にそれぞれ圧力孔群が設けられている。この特許発明
は「先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮蔽孔を設
け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一
定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管を配設固
定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上にそれぞれ
圧力孔を配置してなる多角錐台型ピトー管型ブローブが
検出する各圧力情報を速度ベクトル演算処理器に入力し
て電気信号に変換し、該速度ベクトル演算処理器に予め
記憶させておいた速度ベクトルに対する前記ブローブ各
孔の圧力係数を用いて信号処理することによって、該圧
力情報と空気密度からブローブ軸に対する飛行速度ベク
トル（Ｖ、α、β）を算出すると共に、前記速度ベクト
ル演算処理器に姿勢方位基準装置の出力を入力させ、前
記機体軸に対する飛行速度ベクトル情報に、姿勢方位基
準装置からの情報を系合させることによって、対気飛行
速度ベクトルを算出することを特徹とする多角錐台型ピ
トー管型ブローブを用いた飛行速度ベクトル検出システ
ム。」である。このような構成を採ることによって、一
つの多角錐台型ピトー管型ブローブ及び演算処理器で、
従来の速度計、高度計、昇降計、マッハ計、ヨーメータ
ーの機能を果たすことができ、検出装置を減らすことが
できると共に、これらの情報を系合させて出力表示で
き、パイロットに信頼性の高い対気情報を提供すること
ができる。また、速度変化における圧力係数の影響が小
さく、複雑な補正を行う必要がなく、広角度範囲で精度
良く速度ベクトル情報を得ることができ、高度のコンピ
ュータを必要とすることなくヘリコプター等の垂直離陸
機を含む一般の航空機から宇宙往還機を含む極超音速機
まで、広範囲の飛行機に容易に搭載することができる。
さらに、風向を検出する圧力孔の速度変化における圧力
係数の影響が小さく、複雑な補正を行う必要がなく、広
角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を検出でき、且つ
目詰まりや振動等による測定不良が発生するおそれもな
い、といった種々の優れた効果を奏する画期的な発明で
ある。
【０００３】この四角錐台型５孔プローブのピトー管を
用いた飛行速度ベクトル計測システムの演算処理器にＲ
ＯＭ化して採用されているマッハ数Ｍ（又は速度Ｖ）と
角度算出に関する演算処理法には、当該プローブが圧
縮性を受ず、高速演算処理を要求されない低速度域に適
用したものと、低速から衝撃波を伴う超音速までの広
速度域に適用したものとがある。前者の当該プローブ
が圧縮性を受けない低速度域の演算処理は、予め求めて
おいた迎角と横滑り角および速度に関する各圧力校正係
数と、飛行時に得られる該５孔プローブの５つの圧力情
報をもとに迎角αと横滑り角βおよび速度（動圧ｑ）の
３つのパラメータについてニュートン・ラフソン法（Ｎ
−Ｒ法）を用いた繰り返し計算にて解く処理技術であ
る。この技術は、前述した特許発明の明細書中に開示さ
れており、ＨＯＰＥの小型自動着陸実証機（ＡＬＦＬＥ
Ｘ）とＮＡＬ実験機への装備実績がある。
用いた飛行速度ベクトル計測システムの演算処理器にＲ
ＯＭ化して採用されているマッハ数Ｍ（又は速度Ｖ）と
角度算出に関する演算処理法には、当該プローブが圧
縮性を受ず、高速演算処理を要求されない低速度域に適
用したものと、低速から衝撃波を伴う超音速までの広
速度域に適用したものとがある。前者の当該プローブ
が圧縮性を受けない低速度域の演算処理は、予め求めて
おいた迎角と横滑り角および速度に関する各圧力校正係
数と、飛行時に得られる該５孔プローブの５つの圧力情
報をもとに迎角αと横滑り角βおよび速度（動圧ｑ）の
３つのパラメータについてニュートン・ラフソン法（Ｎ
−Ｒ法）を用いた繰り返し計算にて解く処理技術であ
る。この技術は、前述した特許発明の明細書中に開示さ
れており、ＨＯＰＥの小型自動着陸実証機（ＡＬＦＬＥ
Ｘ）とＮＡＬ実験機への装備実績がある。
【０００４】また、後者の該５孔プローブが低速から
衝撃波を受けて超音速飛行する広速度域の演算処理方法
に関しては、やはり本出願人が開発した５つの圧力情報
を基礎データとし、はじめに何らかの処理方法を用いて
マッハ数Ｍを決定し、求まったマッハ数Ｍに基づいて角
度を決定する飛行速度ベクトル演算処理式が提示されて
いる［特許第２８８４５０２号「四角錐台型５孔プロー
ブを用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システ
ム」］。この技術は、超音速風洞の気流計測へ適用した
実績がある。
衝撃波を受けて超音速飛行する広速度域の演算処理方法
に関しては、やはり本出願人が開発した５つの圧力情報
を基礎データとし、はじめに何らかの処理方法を用いて
マッハ数Ｍを決定し、求まったマッハ数Ｍに基づいて角
度を決定する飛行速度ベクトル演算処理式が提示されて
いる［特許第２８８４５０２号「四角錐台型５孔プロー
ブを用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システ
ム」］。この技術は、超音速風洞の気流計測へ適用した
実績がある。
【０００５】前記項の広速度域用の飛行速度ベクトル
算出法には２通りあり、一つは多分割の速度域毎にマッ
ハ数Ｍ算出式と各角度算出式を共に３次式の多項近似式
に置いて直接解く方式であり、もう一つは途中のマッハ
数算出の３次方程式の解法を省き、あらかじめ求めてあ
る気流角圧力係数とマッハ圧力係数からマッハ数Ｍを計
算してマッハ数テーブルを作成しておき、直接マッハ数
を読むルックアップテーブル方式である。前記、マッハ
数Ｍと角度を共に３次式から解く前者の方式のうち、マ
ッハ数Ｍ算出は該５孔プローブが検出する５つの圧力情
報を処理して得る総圧と四角錐台面上の４孔平均圧の差
圧を総圧で無次元化して得るマッハ圧力係数ＣＭ、四角
錐台面上４孔の上下差圧と左右差圧をそれぞれ総圧で無
次元化して得る各圧力係数Ｃα、Ｃβをさらに処理して
対気流角圧力係数Ｃγを得ておき、前記圧力係数ＣＭか
ら多分割の速度領域を決定し、速度領域の決定に伴い、
速度領域毎に求めてある圧力校正係数と前記対気流角圧
力係数Ｃγとを用いて、３次式のマッハ数算出の演算処
理式を特定する。マッハ数Ｍは速度領域毎の該３次式を
解いて適切な根を決定することにより求める。そして、
角度の算出は、前記各圧力係数ＣαとＣβと角度に対す
る各圧力校正係数とを用いて、同じく３次式の各角度α
角・β角度に関する演算処理式を解くことで求める。こ
こで、各演算処理式は、マッハ数算出用・α角算出用・
β角算出用とそれぞれに３次式であるため、それぞれに
３つの根（３つの根がすべて実根、若しくは１実根と２
虚根）が存在することになり、適切な根を選択するため
には複雑な判別手法を用いることになる。
算出法には２通りあり、一つは多分割の速度域毎にマッ
ハ数Ｍ算出式と各角度算出式を共に３次式の多項近似式
に置いて直接解く方式であり、もう一つは途中のマッハ
数算出の３次方程式の解法を省き、あらかじめ求めてあ
る気流角圧力係数とマッハ圧力係数からマッハ数Ｍを計
算してマッハ数テーブルを作成しておき、直接マッハ数
を読むルックアップテーブル方式である。前記、マッハ
数Ｍと角度を共に３次式から解く前者の方式のうち、マ
ッハ数Ｍ算出は該５孔プローブが検出する５つの圧力情
報を処理して得る総圧と四角錐台面上の４孔平均圧の差
圧を総圧で無次元化して得るマッハ圧力係数ＣＭ、四角
錐台面上４孔の上下差圧と左右差圧をそれぞれ総圧で無
次元化して得る各圧力係数Ｃα、Ｃβをさらに処理して
対気流角圧力係数Ｃγを得ておき、前記圧力係数ＣＭか
ら多分割の速度領域を決定し、速度領域の決定に伴い、
速度領域毎に求めてある圧力校正係数と前記対気流角圧
力係数Ｃγとを用いて、３次式のマッハ数算出の演算処
理式を特定する。マッハ数Ｍは速度領域毎の該３次式を
解いて適切な根を決定することにより求める。そして、
角度の算出は、前記各圧力係数ＣαとＣβと角度に対す
る各圧力校正係数とを用いて、同じく３次式の各角度α
角・β角度に関する演算処理式を解くことで求める。こ
こで、各演算処理式は、マッハ数算出用・α角算出用・
β角算出用とそれぞれに３次式であるため、それぞれに
３つの根（３つの根がすべて実根、若しくは１実根と２
虚根）が存在することになり、適切な根を選択するため
には複雑な判別手法を用いることになる。
【０００６】もう一つのルックアップテーブル方法は、
マッハ数の決定に３次式を用いずに上記の５孔プローブ
を風洞に適用した校正風試時に得られる設定マッハ数Ｍ
と、該５孔プローブの角度α・β（気流軸に対するプロ
ーブの設定角度値）設定毎に得る５つの圧力情報からマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγを得ておき、
該マッハ数Ｍ、対気流角圧力係数Ｃγ，マッハ圧力係数
ＣＭの３つのパラメータをもとに、横軸に対気流角圧力
係数Ｃγ、縦軸にマッハ圧力係数ＣMから成る直交平面
上にマッハ数Ｍをグラフ化したルックアップテーブル
（図５参照）を構成し、前記対気流角圧力係数Ｃγとマ
ッハ圧力係数ＣMを当てはめることでマッハ数Ｍを直
接、決定できるものである。このルックアップテーブル
は図５から分かるように速度領域毎に分割して作成され
ている。そして、気流角である迎角α・横滑り角βの算
出は、このルックアップテーブルから得られたマッハ数
Ｍと予め求めておいた迎角圧力校正係数Aｉｊと前記マ
ッハ圧力係数Ｃαとを用いて迎角αに関する３次式を立
て、同様に前記マッハ数Ｍと予め求めておいた横滑り角
β圧力校正係数Bｉｊと前記マッハ圧力係数Ｃβとにお
いて横滑り角βに関する３次式を立てて、該３次式を直
接解いて適切な根を選択することにより迎角αと横滑り
角βを求める方法である。この手法は、テーブル方式の
適用によりマッハ数Ｍの算出は容易となったが、迎角α
・横滑り角βという気流角算出には３次式を解き判別す
る作業が必要である。
マッハ数の決定に３次式を用いずに上記の５孔プローブ
を風洞に適用した校正風試時に得られる設定マッハ数Ｍ
と、該５孔プローブの角度α・β（気流軸に対するプロ
ーブの設定角度値）設定毎に得る５つの圧力情報からマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγを得ておき、
該マッハ数Ｍ、対気流角圧力係数Ｃγ，マッハ圧力係数
ＣＭの３つのパラメータをもとに、横軸に対気流角圧力
係数Ｃγ、縦軸にマッハ圧力係数ＣMから成る直交平面
上にマッハ数Ｍをグラフ化したルックアップテーブル
（図５参照）を構成し、前記対気流角圧力係数Ｃγとマ
ッハ圧力係数ＣMを当てはめることでマッハ数Ｍを直
接、決定できるものである。このルックアップテーブル
は図５から分かるように速度領域毎に分割して作成され
ている。そして、気流角である迎角α・横滑り角βの算
出は、このルックアップテーブルから得られたマッハ数
Ｍと予め求めておいた迎角圧力校正係数Aｉｊと前記マ
ッハ圧力係数Ｃαとを用いて迎角αに関する３次式を立
て、同様に前記マッハ数Ｍと予め求めておいた横滑り角
β圧力校正係数Bｉｊと前記マッハ圧力係数Ｃβとにお
いて横滑り角βに関する３次式を立てて、該３次式を直
接解いて適切な根を選択することにより迎角αと横滑り
角βを求める方法である。この手法は、テーブル方式の
適用によりマッハ数Ｍの算出は容易となったが、迎角α
・横滑り角βという気流角算出には３次式を解き判別す
る作業が必要である。
【０００７】一般に、低速から超音速までの広速度域で
飛行できる航空機に搭載する飛行速度ベクトル計測シス
テムの演算処理器は、圧力変換器・ＣＰＵ・ＲＯＭ・イ
ンタフェース等を含む構成であって、小型軽量であるこ
と、電磁環境に強いこと、また高精度すなわち信頼性と
演算処理能力が高いことが求められる。さらに演算処理
信号は外部接続の航空計器類と飛行制御装置に導入して
大気外乱に対する能動制御へ役立たせるためリアルタイ
ムで得られることが要求される。そのために、前記飛行
速度ベクトル計測システムの既設の演算処理器による３
次式解法を要する演算処理では十分でなく、新たな高精
度・高速演算処理が可能な方法が必要とされている。ち
なみに前記項の技術の適用は、基本的にＮ−Ｒ法を用
いる演算のため測定精度を上げるのに繰り返し計算回数
を増やす必要があり、高速処理は難しく高更新率の確保
には不向きの手法である。また、項の技術は、前述し
たように、テーブル方式の適用によりマッハ数Ｍの割出
しは容易となったが、α角・β角という気流角算出には
３次式を解く必要がある。特に各精度を上げるために適
用している多項近似式（３次式）を直接解くにも限度が
あり、３次式であることに基づき３つの根（３つの根が
すべて実根、若しくは１実根と２虚根）が存在するため
に、適切な根の決定には複雑な判定アルゴリズムを必要
とし、判定値を甘くすると測定精度に問題が生じること
になる。高精度と高更新率を得るにはやはり限界があ
る。そこで、超音速飛行機まで適用できる飛行速度ベク
トル計測システムとしては高信頼性・高精度・高更新率
が得られる新しい演算処理手法が望まれていた。
飛行できる航空機に搭載する飛行速度ベクトル計測シス
テムの演算処理器は、圧力変換器・ＣＰＵ・ＲＯＭ・イ
ンタフェース等を含む構成であって、小型軽量であるこ
と、電磁環境に強いこと、また高精度すなわち信頼性と
演算処理能力が高いことが求められる。さらに演算処理
信号は外部接続の航空計器類と飛行制御装置に導入して
大気外乱に対する能動制御へ役立たせるためリアルタイ
ムで得られることが要求される。そのために、前記飛行
速度ベクトル計測システムの既設の演算処理器による３
次式解法を要する演算処理では十分でなく、新たな高精
度・高速演算処理が可能な方法が必要とされている。ち
なみに前記項の技術の適用は、基本的にＮ−Ｒ法を用
いる演算のため測定精度を上げるのに繰り返し計算回数
を増やす必要があり、高速処理は難しく高更新率の確保
には不向きの手法である。また、項の技術は、前述し
たように、テーブル方式の適用によりマッハ数Ｍの割出
しは容易となったが、α角・β角という気流角算出には
３次式を解く必要がある。特に各精度を上げるために適
用している多項近似式（３次式）を直接解くにも限度が
あり、３次式であることに基づき３つの根（３つの根が
すべて実根、若しくは１実根と２虚根）が存在するため
に、適切な根の決定には複雑な判定アルゴリズムを必要
とし、判定値を甘くすると測定精度に問題が生じること
になる。高精度と高更新率を得るにはやはり限界があ
る。そこで、超音速飛行機まで適用できる飛行速度ベク
トル計測システムとしては高信頼性・高精度・高更新率
が得られる新しい演算処理手法が望まれていた。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的課題は上
記の問題点を解決すること、すなわち四角錐台型５孔プ
ローブのピトー管を用いた飛行速度ベクトル計測システ
ムに適用する低速から超音速までの広速度域において、
速度の大きさと気流角を示す飛行速度ベクトルと高度を
示す静圧を、高精度で高更新率で演算処理することがで
きる演算処理アルゴリズムを提供することと、小型軽量
であり、電磁環境に強く、また高精度すなわち信頼性と
演算処理能力が高い上に、前記アルゴリズムを演算処理
装置に採用した高精度で高更新率で演算処理することが
できる飛行速度ベクトル計測システムを提供することに
ある。
記の問題点を解決すること、すなわち四角錐台型５孔プ
ローブのピトー管を用いた飛行速度ベクトル計測システ
ムに適用する低速から超音速までの広速度域において、
速度の大きさと気流角を示す飛行速度ベクトルと高度を
示す静圧を、高精度で高更新率で演算処理することがで
きる演算処理アルゴリズムを提供することと、小型軽量
であり、電磁環境に強く、また高精度すなわち信頼性と
演算処理能力が高い上に、前記アルゴリズムを演算処理
装置に採用した高精度で高更新率で演算処理することが
できる飛行速度ベクトル計測システムを提供することに
ある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記問題点を解決するた
めの本発明の演算処理方法は、迎角αと横滑り角βを求
める近似式を既知数の迎角圧力係数Ｃα，横滑り角圧力
係数Ｃβについての３次式の形とし、そしてその各係数
をルックアップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍ
についての多項式の形で表したものであり、該多項式の
係数計算の基になる各校正係数をまず風洞試験において
音速領域毎にテーブルとして記憶しておき、従来のよう
に３次の方程式を解くことなく、多項式の係数計算と、
迎角α及び横滑り角βの算出は近似式に既知数を入れて
特定することで単純演算できるようにし、マッハ数がマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγを特定するこ
とでルックアップテーブルから瞬時に割出せることと相
まって広速度域飛行速度ベクトル計測を高更新率で実行
でき、航空機に求められるリアルタイム運行制御に対応
できるものである。
めの本発明の演算処理方法は、迎角αと横滑り角βを求
める近似式を既知数の迎角圧力係数Ｃα，横滑り角圧力
係数Ｃβについての３次式の形とし、そしてその各係数
をルックアップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍ
についての多項式の形で表したものであり、該多項式の
係数計算の基になる各校正係数をまず風洞試験において
音速領域毎にテーブルとして記憶しておき、従来のよう
に３次の方程式を解くことなく、多項式の係数計算と、
迎角α及び横滑り角βの算出は近似式に既知数を入れて
特定することで単純演算できるようにし、マッハ数がマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγを特定するこ
とでルックアップテーブルから瞬時に割出せることと相
まって広速度域飛行速度ベクトル計測を高更新率で実行
でき、航空機に求められるリアルタイム運行制御に対応
できるものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】本発明における演算処理方式の概
要を図１の演算処理ブロック概念図を基に説明する。本
発明は低速から超音速までの広速度域における飛行にお
いて、検出した５つの圧力情報（総圧：ＰH，圧力群
１：Ｐb1，圧力群２：Ｐb2，圧力群３：Ｐb3，圧力群
４：Ｐb4）を図６に示したような５孔プローブ１から受
信し、飛行ベクトル（Ｍ，α，β）と静圧ｐと動圧ｑの
情報を精度よくかつリアルタイムで演算して表示装置・
飛行制御装置等３に送信するために、飛行速度ベクトル
計測システムの演算処理器２に適用される演算アルゴリ
ズムとその具体化に関する。前記の検出した５つの圧力
情報を圧力変換器24，図示していないＣＰＵ，記憶手段
（ＲＯＭ25）等から構成される前記飛行速度ベクトル計
測システムの演算処理器２にまず導入し、圧力信号を電
気信号に変換してＣＰＵのワークエリアに取り込む。該
５孔プローブの上下圧力孔の差圧（Ｐb1−Ｐb3）を中央
の総圧ＰHで割って無次元化する（１）式に代入して算
出した気流の迎角圧力係数Ｃαと、同様に左右圧力孔の
差庄（Ｐb2−Ｐb4）を中央の総圧ＰHで割って無次元化
する（２）式に代入して算出した気流の横滑り角圧力係
数Ｃβとを（３）式に代入して該５孔プローブ軸に対す
る気流の角度である対気流角の圧力係数Ｃγを得、更に
総圧ＰHと四角錐面上の４孔平均圧の差圧｛ＰH−（Ｐb1
＋Ｐb2＋Ｐb3＋Ｐb4）／４｝を同様に中央の総圧ＰHで
無次元化する（４）式に代入してマッハ圧力係数ＣMを
得る第１次演算処理を実行する。この処理は図１中破線
で囲われた１次演算処理部21でなされる。
要を図１の演算処理ブロック概念図を基に説明する。本
発明は低速から超音速までの広速度域における飛行にお
いて、検出した５つの圧力情報（総圧：ＰH，圧力群
１：Ｐb1，圧力群２：Ｐb2，圧力群３：Ｐb3，圧力群
４：Ｐb4）を図６に示したような５孔プローブ１から受
信し、飛行ベクトル（Ｍ，α，β）と静圧ｐと動圧ｑの
情報を精度よくかつリアルタイムで演算して表示装置・
飛行制御装置等３に送信するために、飛行速度ベクトル
計測システムの演算処理器２に適用される演算アルゴリ
ズムとその具体化に関する。前記の検出した５つの圧力
情報を圧力変換器24，図示していないＣＰＵ，記憶手段
（ＲＯＭ25）等から構成される前記飛行速度ベクトル計
測システムの演算処理器２にまず導入し、圧力信号を電
気信号に変換してＣＰＵのワークエリアに取り込む。該
５孔プローブの上下圧力孔の差圧（Ｐb1−Ｐb3）を中央
の総圧ＰHで割って無次元化する（１）式に代入して算
出した気流の迎角圧力係数Ｃαと、同様に左右圧力孔の
差庄（Ｐb2−Ｐb4）を中央の総圧ＰHで割って無次元化
する（２）式に代入して算出した気流の横滑り角圧力係
数Ｃβとを（３）式に代入して該５孔プローブ軸に対す
る気流の角度である対気流角の圧力係数Ｃγを得、更に
総圧ＰHと四角錐面上の４孔平均圧の差圧｛ＰH−（Ｐb1
＋Ｐb2＋Ｐb3＋Ｐb4）／４｝を同様に中央の総圧ＰHで
無次元化する（４）式に代入してマッハ圧力係数ＣMを
得る第１次演算処理を実行する。この処理は図１中破線
で囲われた１次演算処理部21でなされる。
【数１】
【００１１】本発明においてマッハ数Ｍは予め風洞でマ
ッハ数と気流軸に対するプローブ角を種々に変化させて
設定し、前記の５孔プローブの検出情報から（３）
（４）式で得たマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数
Ｃγの関係グラフからマッハ数が決定できるように、広
速度領域に亘りマッハ数Ｍの値をテーブルとしてＲＯＭ
等の記憶手段に蓄積しておき、実際の計測においては前
記第１次演算処理で得たマッハ圧力係数ＣMと対気流角
圧力係数Ｃγをこのマッハ数ルックアップテーブル上で
特定し、マッハ数を割出して決定する。このマッハ圧力
係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの関係は図５と図２か
ら判るように、プローブ軸と気流軸とのなす角γが０の
場合は対気流角圧力係数Ｃγはマッハ圧力係数ＣMの値
の関係無く常に０、すなわちマッハ圧力係数ＣMの値は
グラフにおいてＣγ＝０上にある。両者は原点を通る１
次式の関係にあり、プローブ軸と記流軸とのなす角γが
増えるに従ってその傾斜が低くなるという関係にある。
次に迎角αと横滑り角βの求め方について説明する。該
迎角αと該横滑り角βを求める近似式を既知数の迎角圧
力係数Ｃα，横滑り角圧力係数Ｃβについての３次式の
形（５）（６）式とすると共に、その各係数Ａ０，
Ａ１，Ａ２，Ａ３とＢ０，Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３をルックア
ップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍについての
５次までの多項式の形で表すようにした。そしてそのマ
ッハ数Ｍについての多項式に関する係数“Aｉｊ”は迎
角圧力校正係数であり、係数“Bｉｊ”は横滑り角圧力
校正係数である。この圧力校正係数“Aｉｊ”と
“Bｉｊ”を決めるに先立ち迎角圧力係数Ｃα，横滑り
角圧力係数Ｃβと実気流迎角α，実気流横滑り角βの関
係曲線を図３に示す。図においてＡは迎角圧力係数Ｃα
と実気流迎角αの関係を示し、Ｂは横滑り角圧力係数Ｃ
βと実気流横滑り角βの関係を示している。図３に示す
ように、あるマッハ数において実気流迎角αと迎角圧力
係数Ｃαのグラフはほぼ直線（一次式）で表される。同
様に、実気流横滑り角βと横滑り角圧力係数Ｃβのグラ
フもほぼ直線（一次式）で表される。しかし、厳密には
どちらも直線から少しずれるのでこの効果を容れるため
に、実気流迎角αを迎角圧力係数Ｃαの三次式（５）
で、実気流横滑り角βを横滑り角圧力係数Ｃβの三次式
（６）で表すことにした。そして、迎角圧力係数Ｃαの
各次の係数Ａ０、Ａ１、Ａ２、Ａ３と横滑り角圧力係数
Ｃβの各次の係数Ｂ０、Ｂ１、Ｂ２、Ｂ３のマッハ数に
よる変化をそれぞれマッハ数Ｍの５次までの多項式で表
した。
ッハ数と気流軸に対するプローブ角を種々に変化させて
設定し、前記の５孔プローブの検出情報から（３）
（４）式で得たマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数
Ｃγの関係グラフからマッハ数が決定できるように、広
速度領域に亘りマッハ数Ｍの値をテーブルとしてＲＯＭ
等の記憶手段に蓄積しておき、実際の計測においては前
記第１次演算処理で得たマッハ圧力係数ＣMと対気流角
圧力係数Ｃγをこのマッハ数ルックアップテーブル上で
特定し、マッハ数を割出して決定する。このマッハ圧力
係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの関係は図５と図２か
ら判るように、プローブ軸と気流軸とのなす角γが０の
場合は対気流角圧力係数Ｃγはマッハ圧力係数ＣMの値
の関係無く常に０、すなわちマッハ圧力係数ＣMの値は
グラフにおいてＣγ＝０上にある。両者は原点を通る１
次式の関係にあり、プローブ軸と記流軸とのなす角γが
増えるに従ってその傾斜が低くなるという関係にある。
次に迎角αと横滑り角βの求め方について説明する。該
迎角αと該横滑り角βを求める近似式を既知数の迎角圧
力係数Ｃα，横滑り角圧力係数Ｃβについての３次式の
形（５）（６）式とすると共に、その各係数Ａ０，
Ａ１，Ａ２，Ａ３とＢ０，Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３をルックア
ップテーブルから瞬時に割出せるマッハ数Ｍについての
５次までの多項式の形で表すようにした。そしてそのマ
ッハ数Ｍについての多項式に関する係数“Aｉｊ”は迎
角圧力校正係数であり、係数“Bｉｊ”は横滑り角圧力
校正係数である。この圧力校正係数“Aｉｊ”と
“Bｉｊ”を決めるに先立ち迎角圧力係数Ｃα，横滑り
角圧力係数Ｃβと実気流迎角α，実気流横滑り角βの関
係曲線を図３に示す。図においてＡは迎角圧力係数Ｃα
と実気流迎角αの関係を示し、Ｂは横滑り角圧力係数Ｃ
βと実気流横滑り角βの関係を示している。図３に示す
ように、あるマッハ数において実気流迎角αと迎角圧力
係数Ｃαのグラフはほぼ直線（一次式）で表される。同
様に、実気流横滑り角βと横滑り角圧力係数Ｃβのグラ
フもほぼ直線（一次式）で表される。しかし、厳密には
どちらも直線から少しずれるのでこの効果を容れるため
に、実気流迎角αを迎角圧力係数Ｃαの三次式（５）
で、実気流横滑り角βを横滑り角圧力係数Ｃβの三次式
（６）で表すことにした。そして、迎角圧力係数Ｃαの
各次の係数Ａ０、Ａ１、Ａ２、Ａ３と横滑り角圧力係数
Ｃβの各次の係数Ｂ０、Ｂ１、Ｂ２、Ｂ３のマッハ数に
よる変化をそれぞれマッハ数Ｍの５次までの多項式で表
した。
【数２】 上記式中の該校正係数Aｉｊ，Bｉｊは、事前の風洞試験
において取付けたプローブの軸方向（α，β）の下でマ
ッハ数を種々に設定した状態で得た５孔プローブが検出
した５つの圧力情報（ＰH，Ｐb1，Ｐb2，Ｐb3，Ｐb4）
を（１）（２）式に入れて得たＣα，Ｃβデータと、該
設定値（迎角α、横滑り角β、マッハ数Ｍ）とを（５）
（６）式に用いて、該校正係数Aｉｊ，Bｉｊを未知数と
して計算により求めるのであるが、正確を期するため多
くのデータを取って最小自乗法により処理し、複数の速
度領域に対応した４×６のマトリックス情報としてＲＯ
Ｍ等の記憶手段に蓄積しておく。本発明の最大の特徴点
は迎角αと横滑り角βを求める近似式を（５）（６）式
として既知数のＣα，Ｃβについての３次式の形で、そ
してその各係数をルックアップテーブルから瞬時に割出
せるマッハ数Ｍについての５次までの多項式の形で表し
た点にある。従って、従来のように３次の方程式を解く
必要はなく、５次まで式の係数計算も３次式の迎角αと
横滑り角βの算出も既知数に基づいて即座に実行でき、
マッハ数がルックアップテーブルから瞬時に割出せるこ
とと相まって航空機における運行制御にリアルタイムで
対応できるものである。
において取付けたプローブの軸方向（α，β）の下でマ
ッハ数を種々に設定した状態で得た５孔プローブが検出
した５つの圧力情報（ＰH，Ｐb1，Ｐb2，Ｐb3，Ｐb4）
を（１）（２）式に入れて得たＣα，Ｃβデータと、該
設定値（迎角α、横滑り角β、マッハ数Ｍ）とを（５）
（６）式に用いて、該校正係数Aｉｊ，Bｉｊを未知数と
して計算により求めるのであるが、正確を期するため多
くのデータを取って最小自乗法により処理し、複数の速
度領域に対応した４×６のマトリックス情報としてＲＯ
Ｍ等の記憶手段に蓄積しておく。本発明の最大の特徴点
は迎角αと横滑り角βを求める近似式を（５）（６）式
として既知数のＣα，Ｃβについての３次式の形で、そ
してその各係数をルックアップテーブルから瞬時に割出
せるマッハ数Ｍについての５次までの多項式の形で表し
た点にある。従って、従来のように３次の方程式を解く
必要はなく、５次まで式の係数計算も３次式の迎角αと
横滑り角βの算出も既知数に基づいて即座に実行でき、
マッハ数がルックアップテーブルから瞬時に割出せるこ
とと相まって航空機における運行制御にリアルタイムで
対応できるものである。
【００１２】飛行時における実際の迎角αと横滑り角β
の算出は２次演算処理として実行する。すなわち本発明
の迎角αと横滑り角βの求め方は、記憶手段に蓄積され
ているルックアップテーブルから割出された前記マッハ
数Ｍと、やはり記憶手段に蓄積されている迎角αに対す
る迎角圧力校正係数Aｉｊおよび１次演算処理で得た迎
角圧力係数Ｃαと、求める迎角α（未知量）との関係を
多項近似式で表した演算処理式（５）に基づいて、また
同様にマッハ数Ｍと、記憶手段に蓄積されている横滑り
角圧力校正係数Bｉｊおよび１次演算処理で得た横滑り
角圧力係数Ｃβと、求める横滑り角β（未知量）との関
係を多項近似式で表した演算処理式（６）に基づいてそ
れぞれ演算により求めることになる。以上により、飛行
速度ベクトル（Ｍ，α，β）を決定することができる。
これが２次演算処理であり、図１中の破線で囲われた２
次演算処理部22で実行される。
の算出は２次演算処理として実行する。すなわち本発明
の迎角αと横滑り角βの求め方は、記憶手段に蓄積され
ているルックアップテーブルから割出された前記マッハ
数Ｍと、やはり記憶手段に蓄積されている迎角αに対す
る迎角圧力校正係数Aｉｊおよび１次演算処理で得た迎
角圧力係数Ｃαと、求める迎角α（未知量）との関係を
多項近似式で表した演算処理式（５）に基づいて、また
同様にマッハ数Ｍと、記憶手段に蓄積されている横滑り
角圧力校正係数Bｉｊおよび１次演算処理で得た横滑り
角圧力係数Ｃβと、求める横滑り角β（未知量）との関
係を多項近似式で表した演算処理式（６）に基づいてそ
れぞれ演算により求めることになる。以上により、飛行
速度ベクトル（Ｍ，α，β）を決定することができる。
これが２次演算処理であり、図１中の破線で囲われた２
次演算処理部22で実行される。
【００１３】次に、前記ルックアップテーブルから割出
されたマッハ数Ｍと検出された総圧ＰHに基づいて高度
情報に対応する静圧ｐと速度情報に対応する動圧ｑとを
第３次演算処理として算出する。この演算は圧縮性を考
慮する必要のない低速度領域と、音速に近づくにつれて
無視できなくなる圧縮性の影響を考慮した遷音速領域、
衝撃波面がプローブの直前にできるためそれを考慮する
必要のある超音速域とで演算式を異にする。マッハ数Ｍ
に応じた演算処理式、すなわち静圧算出式の（７−１）
式・（８−１）式・（９−１）式と動圧算出式の（７−
２）式・（８−２）式・（９−２）式の中からルックア
ップテーブルで割出されたマッハ数Ｍに対応する式を選
択して適用することで、静圧Ｐと動圧ｑを演算により求
めることができ、図１中の破線で囲われた第３次演算処
理部23で実行される。
されたマッハ数Ｍと検出された総圧ＰHに基づいて高度
情報に対応する静圧ｐと速度情報に対応する動圧ｑとを
第３次演算処理として算出する。この演算は圧縮性を考
慮する必要のない低速度領域と、音速に近づくにつれて
無視できなくなる圧縮性の影響を考慮した遷音速領域、
衝撃波面がプローブの直前にできるためそれを考慮する
必要のある超音速域とで演算式を異にする。マッハ数Ｍ
に応じた演算処理式、すなわち静圧算出式の（７−１）
式・（８−１）式・（９−１）式と動圧算出式の（７−
２）式・（８−２）式・（９−２）式の中からルックア
ップテーブルで割出されたマッハ数Ｍに対応する式を選
択して適用することで、静圧Ｐと動圧ｑを演算により求
めることができ、図１中の破線で囲われた第３次演算処
理部23で実行される。
【数３】 以上の演算によって、飛行速度ベクトルと静圧（高度情
報）と動圧の計測を精度よく高更新率で実行することが
でき、インターフェース26を介して表示装置・飛行制御
装置等３に送信される。本発明はこのような演算方法を
採用しそれをシステム化したことにより飛行制御装置の
検出部として求められるリアルタイム対応が可能となっ
た。
報）と動圧の計測を精度よく高更新率で実行することが
でき、インターフェース26を介して表示装置・飛行制御
装置等３に送信される。本発明はこのような演算方法を
採用しそれをシステム化したことにより飛行制御装置の
検出部として求められるリアルタイム対応が可能となっ
た。
【００１４】
【実施例】次に本発明を更に具体化した例について詳述
する。広速度域飛行速度ベクトル計測システムに組込ま
れるマッハ数算出用ルックアップテーブルは、事前に本
発明に係る５孔プローブを風洞内に種々の気流角で設置
し広帯域の流速状態を設定する風洞試験によりデータを
とって作成されるものである。本実施例のテーブルはマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの直交座標上
に該当するマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγ
の交点にその時のマッハ数Ｍの値をプロットしていく点
では基本的には図５に示した従来のルックアップテーブ
ルと同様であるが、所定マッハ圧力係数ＣMと所定対気
流角圧力係数Ｃγの交点毎のマッハ数Ｍデータをとるの
ではなく、図２に示したようにプローブ軸と気流軸との
なす角γとマッハ圧力係数ＣMとの所定値の交点毎にマ
ッハ数Ｍデータをとるようにした。図から判るようにマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの関係は気流
角γが一定である場合原点を通り気流角γに応じた傾斜
角をもつ線形特性を持っている。本実施例のルックアッ
プテーブルは上記したように気流角γとマッハ圧力係数
ＣMとの所定値の交点毎にマッハ数Ｍデータをとるよう
にしたので、テーブルの格子領域は従来のような定型の
長方形状では無く不定形の菱形となる。このようなテー
ブルの格子形態でデータをとるようにしたので、自然に
低速域ではデータを密にとり高速になるにしたがってデ
ータを粗に広くとりたい要望に対応したものとなる。し
かも広帯域の速度に対して連続した１テーブルとして得
ることができ、従来のように領域毎の異なるテーブルを
準備し選択したり境界データの整合をとるという厄介な
作業が不要となる。
する。広速度域飛行速度ベクトル計測システムに組込ま
れるマッハ数算出用ルックアップテーブルは、事前に本
発明に係る５孔プローブを風洞内に種々の気流角で設置
し広帯域の流速状態を設定する風洞試験によりデータを
とって作成されるものである。本実施例のテーブルはマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの直交座標上
に該当するマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγ
の交点にその時のマッハ数Ｍの値をプロットしていく点
では基本的には図５に示した従来のルックアップテーブ
ルと同様であるが、所定マッハ圧力係数ＣMと所定対気
流角圧力係数Ｃγの交点毎のマッハ数Ｍデータをとるの
ではなく、図２に示したようにプローブ軸と気流軸との
なす角γとマッハ圧力係数ＣMとの所定値の交点毎にマ
ッハ数Ｍデータをとるようにした。図から判るようにマ
ッハ圧力係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの関係は気流
角γが一定である場合原点を通り気流角γに応じた傾斜
角をもつ線形特性を持っている。本実施例のルックアッ
プテーブルは上記したように気流角γとマッハ圧力係数
ＣMとの所定値の交点毎にマッハ数Ｍデータをとるよう
にしたので、テーブルの格子領域は従来のような定型の
長方形状では無く不定形の菱形となる。このようなテー
ブルの格子形態でデータをとるようにしたので、自然に
低速域ではデータを密にとり高速になるにしたがってデ
ータを粗に広くとりたい要望に対応したものとなる。し
かも広帯域の速度に対して連続した１テーブルとして得
ることができ、従来のように領域毎の異なるテーブルを
準備し選択したり境界データの整合をとるという厄介な
作業が不要となる。
【００１５】また、本発明では迎角αと横滑り角βを求
める際に、演算上必要となる迎角圧力校正係数
“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“Bｉｊ”をデータと
して蓄積記憶しておくことが必要であり、これも事前の
風洞試験によって予め得ておくことになる。この校正係
数“Aｉｊ”と“Bｉｊ”は、前記の（５）（６）式の係
数を算出するためのマッハ数Ｍについての５次式までの
係数であるが、前述したように予め風洞試験により設定
した迎角α、横滑り角β、同じく設定したマッハ数Ｍ
と、その際５孔プローブが検出する５つの圧力情報を
（１）（２）式に入れて得たＣα，Ｃβとを用いて
（５）（６）式における未知数として計算し、最小自乗
法を用いて適正値を決める、４×６のマトリックス情報
である。実際のこの計算はかなり厄介な作業となるが、
飛行時の計測と異なりリアルタイム処理を求められるも
のではないので十分に時間をかけて実行することができ
る。この校正係数は迎角αと横滑り角βの算出精度に影
響を与えるため、角度精度において0.1°以内を要求さ
れる場合には細かく領域を区分してデータを得ておくこ
とが必要となる。もし0.3〜0.5°以内程度の精度で良い
ならば全速度領域に同じ校正係数データを用いても問題
はない。一般的には３乃至６の速度領域に区分してデー
タを蓄積しておくことが適当である。多くの領域に区分
する場合は精度が求められる領域について細かく区分し
てデータを準備しておくことが合理的である。
める際に、演算上必要となる迎角圧力校正係数
“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“Bｉｊ”をデータと
して蓄積記憶しておくことが必要であり、これも事前の
風洞試験によって予め得ておくことになる。この校正係
数“Aｉｊ”と“Bｉｊ”は、前記の（５）（６）式の係
数を算出するためのマッハ数Ｍについての５次式までの
係数であるが、前述したように予め風洞試験により設定
した迎角α、横滑り角β、同じく設定したマッハ数Ｍ
と、その際５孔プローブが検出する５つの圧力情報を
（１）（２）式に入れて得たＣα，Ｃβとを用いて
（５）（６）式における未知数として計算し、最小自乗
法を用いて適正値を決める、４×６のマトリックス情報
である。実際のこの計算はかなり厄介な作業となるが、
飛行時の計測と異なりリアルタイム処理を求められるも
のではないので十分に時間をかけて実行することができ
る。この校正係数は迎角αと横滑り角βの算出精度に影
響を与えるため、角度精度において0.1°以内を要求さ
れる場合には細かく領域を区分してデータを得ておくこ
とが必要となる。もし0.3〜0.5°以内程度の精度で良い
ならば全速度領域に同じ校正係数データを用いても問題
はない。一般的には３乃至６の速度領域に区分してデー
タを蓄積しておくことが適当である。多くの領域に区分
する場合は精度が求められる領域について細かく区分し
てデータを準備しておくことが合理的である。
【００１６】本実施例では上記のマッハ数算出用ルック
アップテーブルと迎角圧力校正係数“Aｉｊ”と横滑り
角圧力校正係数“Bｉｊ”のデータを演算処理器２のＲ
ＯＭ等の記憶手段に事前に記憶させておく。この記憶手
段にはこの他各圧力変換器の係数、データの平滑式、各
種演算処理式、プローブ位置取付誤差補正値等の情報を
蓄積しておくものとする。以下に本実施例の演算処理動
作を図４のフローチャートにそって詳しく説明する。ス
タートでスイッチがＯＮされるとステップ１（図中では
ＳＴ１と表示）でＲＯＭ内の必要情報がＲＡＭ（ワーク
エリア）に読み込まれスタンバイ状態となる。ＲＯＭに
ある蓄積情報をワークエリアとなるＲＡＭに読出してお
くのは、各ステップにおいて実行する演算において必要
情報をいちいちＲＯＭにまでとりにゆくことなく、ワー
クエリア内の作業として迅速に実行できるようにするた
めである。飛行が開始されると、ステップ２で５孔プロ
ーブの検出した圧力情報がとり込まれ圧力変換器により
電気信号（電圧値）に変換されるが、この際ＲＯＭ内に
格納されていた当該変換器の特性係数を用いて変換が実
行される。５つの圧力情報（ＰH，Ｐb1，Ｐb2，Ｐb3，
Ｐb4）はステップ３で平滑化処理されるが、この平滑化
の演算はＲＯＭからＲＡＭに読出したデータの平滑式に
基づいてなされる。該平滑化された各圧力データはステ
ップ４において、迎角圧力係数Ｃαは演算式（１）によ
り、横滑り角圧力係数Ｃβは演算式（２）により、対気
流角圧力係数Ｃγは演算式（３）により、マッハ圧力係
数ＣMは演算式（４）によりそれぞれ算出される。これ
らの演算式ももともとＲＯＭ内に格納されているが、Ｓ
Ｔ１でＲＡＭ（ワークエリア）に読出されている。各圧
力係数が求まったところでステップ５ではルックアップ
テーブルを用いたマッハ数Ｍの割出し作業が行われる。
本実施例のルックアップテーブルは前述のように所定の
気流角γと所定のマッハ圧力係数ＣMとの交点毎にマッ
ハ数Ｍデータをとっているので、格子領域は長方形状で
は無く不定形の菱形である。特定された対気流角圧力係
数値Ｃγとマッハ圧力係数値ＣMがテーブル上の交点に
当たるときは該当するマッハ数をそのまま読み出せばよ
いのであるが、普通は上記の菱形領域内の座標点となる
ので、その場合には４隅のマッハ数から双１次補間を実
行してマッハ数Ｍを算出する。この際に使われる補間式
はルックアップテーブルと共に記憶手段に記憶してお
く。続いてステップ６で迎角αと横滑り角βとの演算を
行うが、この演算はマトリックス形態で記憶している迎
角圧力校正係数“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“B
ｉｊ”のデータと先に割出したマッハ数値Ｍと迎角圧力
係数Ｃα及び横滑り角圧力係数Ｃβを、同じく記憶して
いる演算式（５）（６）に当てはめ演算を実行する。そ
の際演算に先立ちまずマッハ数Ｍの値に対応する角圧力
校正係数“Aｉｊ”と“Bｉｊ”のデータ表を選択する。
係数計算はマッハ数Ｍについての５次までの式、演算式
（５）（６）は迎角圧力係数Ｃα及び横滑り角圧力係数
Ｃβについての３次式となっているが、この多項式演算
は方程式を解くわけではなく、既知の値を代入して単純
計算を行うだけであるから、時間を要すること無く即座
に実行できる。以上の演算処理でプローブ軸に対する飛
行速度ベクトル（Ｍ，α，β）が決定されたことにな
る。
アップテーブルと迎角圧力校正係数“Aｉｊ”と横滑り
角圧力校正係数“Bｉｊ”のデータを演算処理器２のＲ
ＯＭ等の記憶手段に事前に記憶させておく。この記憶手
段にはこの他各圧力変換器の係数、データの平滑式、各
種演算処理式、プローブ位置取付誤差補正値等の情報を
蓄積しておくものとする。以下に本実施例の演算処理動
作を図４のフローチャートにそって詳しく説明する。ス
タートでスイッチがＯＮされるとステップ１（図中では
ＳＴ１と表示）でＲＯＭ内の必要情報がＲＡＭ（ワーク
エリア）に読み込まれスタンバイ状態となる。ＲＯＭに
ある蓄積情報をワークエリアとなるＲＡＭに読出してお
くのは、各ステップにおいて実行する演算において必要
情報をいちいちＲＯＭにまでとりにゆくことなく、ワー
クエリア内の作業として迅速に実行できるようにするた
めである。飛行が開始されると、ステップ２で５孔プロ
ーブの検出した圧力情報がとり込まれ圧力変換器により
電気信号（電圧値）に変換されるが、この際ＲＯＭ内に
格納されていた当該変換器の特性係数を用いて変換が実
行される。５つの圧力情報（ＰH，Ｐb1，Ｐb2，Ｐb3，
Ｐb4）はステップ３で平滑化処理されるが、この平滑化
の演算はＲＯＭからＲＡＭに読出したデータの平滑式に
基づいてなされる。該平滑化された各圧力データはステ
ップ４において、迎角圧力係数Ｃαは演算式（１）によ
り、横滑り角圧力係数Ｃβは演算式（２）により、対気
流角圧力係数Ｃγは演算式（３）により、マッハ圧力係
数ＣMは演算式（４）によりそれぞれ算出される。これ
らの演算式ももともとＲＯＭ内に格納されているが、Ｓ
Ｔ１でＲＡＭ（ワークエリア）に読出されている。各圧
力係数が求まったところでステップ５ではルックアップ
テーブルを用いたマッハ数Ｍの割出し作業が行われる。
本実施例のルックアップテーブルは前述のように所定の
気流角γと所定のマッハ圧力係数ＣMとの交点毎にマッ
ハ数Ｍデータをとっているので、格子領域は長方形状で
は無く不定形の菱形である。特定された対気流角圧力係
数値Ｃγとマッハ圧力係数値ＣMがテーブル上の交点に
当たるときは該当するマッハ数をそのまま読み出せばよ
いのであるが、普通は上記の菱形領域内の座標点となる
ので、その場合には４隅のマッハ数から双１次補間を実
行してマッハ数Ｍを算出する。この際に使われる補間式
はルックアップテーブルと共に記憶手段に記憶してお
く。続いてステップ６で迎角αと横滑り角βとの演算を
行うが、この演算はマトリックス形態で記憶している迎
角圧力校正係数“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“B
ｉｊ”のデータと先に割出したマッハ数値Ｍと迎角圧力
係数Ｃα及び横滑り角圧力係数Ｃβを、同じく記憶して
いる演算式（５）（６）に当てはめ演算を実行する。そ
の際演算に先立ちまずマッハ数Ｍの値に対応する角圧力
校正係数“Aｉｊ”と“Bｉｊ”のデータ表を選択する。
係数計算はマッハ数Ｍについての５次までの式、演算式
（５）（６）は迎角圧力係数Ｃα及び横滑り角圧力係数
Ｃβについての３次式となっているが、この多項式演算
は方程式を解くわけではなく、既知の値を代入して単純
計算を行うだけであるから、時間を要すること無く即座
に実行できる。以上の演算処理でプローブ軸に対する飛
行速度ベクトル（Ｍ，α，β）が決定されたことにな
る。
【００１７】ステップ７では静圧ｐと動圧ｑの演算を行
う。この演算はステップ３で得られた平滑化された総圧
ＰHとステップ５で割出されたマッハ数Ｍを演算式に代
入して実行するのであるが、演算式は飛行速度領域に対
応して静圧算出式の（７−１）式・（８−１）式・（９
−１）式と動圧算出式の（７−２）式・（８−２）式・
（９−２）式と複数個準備されているので、演算に先立
ちマッハ数Ｍの値に対応してまず演算式が選択特定さ
れ、それによって演算が実行される。ステップ８ではプ
ローブが機体軸に一致しているか否かのチェックがあ
り、プローブの取付に狂いがあればステップ９で予めプ
ローブ位置取付け誤差に対応する補正値を記憶してお
き、これを読み出して機体軸に対する飛行速度（マッハ
数Ｍ）を補正演算して算出する。さらにステップ10で迎
角αと横滑り角βについて誤差分を補正して修正する。
ステップ11では得られた値を表示装置や飛行制御装置に
計測信号として送信する。もしステップ８でプローブが
機体軸に一致していると判断された場合はステップ９，
10の補正は必要ないのでステップ７までに得られた値を
そのまま採用しステップ11に進む。ステップ11で値を送
信した後ステップ12では飛行が続行されるか否かの確認
が行われ、続行される場合にはステップ２に戻り新たな
検出情報に基づく演算が実行され、データの更新処理を
する。飛行が終了したときにはステップ12でストップと
なり作業を終了する。この計測演算フローは多項式の解
法作業を無くしたことにより高速処理が可能となって飛
行制御に求められていた高更新率に応えることができる
ものである。
う。この演算はステップ３で得られた平滑化された総圧
ＰHとステップ５で割出されたマッハ数Ｍを演算式に代
入して実行するのであるが、演算式は飛行速度領域に対
応して静圧算出式の（７−１）式・（８−１）式・（９
−１）式と動圧算出式の（７−２）式・（８−２）式・
（９−２）式と複数個準備されているので、演算に先立
ちマッハ数Ｍの値に対応してまず演算式が選択特定さ
れ、それによって演算が実行される。ステップ８ではプ
ローブが機体軸に一致しているか否かのチェックがあ
り、プローブの取付に狂いがあればステップ９で予めプ
ローブ位置取付け誤差に対応する補正値を記憶してお
き、これを読み出して機体軸に対する飛行速度（マッハ
数Ｍ）を補正演算して算出する。さらにステップ10で迎
角αと横滑り角βについて誤差分を補正して修正する。
ステップ11では得られた値を表示装置や飛行制御装置に
計測信号として送信する。もしステップ８でプローブが
機体軸に一致していると判断された場合はステップ９，
10の補正は必要ないのでステップ７までに得られた値を
そのまま採用しステップ11に進む。ステップ11で値を送
信した後ステップ12では飛行が続行されるか否かの確認
が行われ、続行される場合にはステップ２に戻り新たな
検出情報に基づく演算が実行され、データの更新処理を
する。飛行が終了したときにはステップ12でストップと
なり作業を終了する。この計測演算フローは多項式の解
法作業を無くしたことにより高速処理が可能となって飛
行制御に求められていた高更新率に応えることができる
ものである。
【００１８】
【発明の効果】本発明は、四角錐台型５孔プローブを用
いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて検
出情報から所望の計測データを演算処理するに際し、事
前の風洞試験によってマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧
力係数Ｃγとマッハ数Ｍとの関係を直交する両圧力係数
Ｃγ，ＣM座標上に対応させてマッハ数Ｍを示す低速か
ら超音速までの広速度域について連続した１つのルック
アップテーブルを作成して演算処理器に記憶しておくこ
とにより、低速から超音速飛行に亘り逐次のマッハ圧力
係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの値を該テーブルに当
てはめることで厄介な多項式解法を必要とせずにその時
点のマッハ数Ｍを直接割出すことができる。また、本発
明のルックアップテーブルは所定気流角γと所定マッハ
圧力係数ＣMとの交点毎にマッハ数Ｍデータをとるよう
にしたので、テーブルの格子領域は従来のような定型の
長方形状では無く不定形の菱形となり、このようなテー
ブルの格子形態でデータをとるようにしたことにより、
低速域ではデータを密にとり高速になるにしたがってデ
ータを粗に広くとりたい要望に自然に対応したものとな
っている。しかも広帯域の速度に対して連続した１テー
ブルとして得ることができ、従来のように領域毎の異な
るテーブルを準備し選択したり境界データの整合をとる
という厄介な作業が不要となる。
いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて検
出情報から所望の計測データを演算処理するに際し、事
前の風洞試験によってマッハ圧力係数ＣMと対気流角圧
力係数Ｃγとマッハ数Ｍとの関係を直交する両圧力係数
Ｃγ，ＣM座標上に対応させてマッハ数Ｍを示す低速か
ら超音速までの広速度域について連続した１つのルック
アップテーブルを作成して演算処理器に記憶しておくこ
とにより、低速から超音速飛行に亘り逐次のマッハ圧力
係数ＣMと対気流角圧力係数Ｃγの値を該テーブルに当
てはめることで厄介な多項式解法を必要とせずにその時
点のマッハ数Ｍを直接割出すことができる。また、本発
明のルックアップテーブルは所定気流角γと所定マッハ
圧力係数ＣMとの交点毎にマッハ数Ｍデータをとるよう
にしたので、テーブルの格子領域は従来のような定型の
長方形状では無く不定形の菱形となり、このようなテー
ブルの格子形態でデータをとるようにしたことにより、
低速域ではデータを密にとり高速になるにしたがってデ
ータを粗に広くとりたい要望に自然に対応したものとな
っている。しかも広帯域の速度に対して連続した１テー
ブルとして得ることができ、従来のように領域毎の異な
るテーブルを準備し選択したり境界データの整合をとる
という厄介な作業が不要となる。
【００１９】また、本発明は迎角αと横滑り角βとの演
算に関して事前の風洞試験において得られた迎角圧力校
正係数“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“Bｉｊ”のデ
ータを複数の速度領域に対応してマトリックス形態で記
憶しているので、５孔プローブから検出される５つの圧
力データからまずＣα，Ｃβ，Ｃγ，ＣMを演算し、さ
らに該Ｃγ，ＣM値からルックアップテーブルを用いて
マッハ数Ｍを得て、該マッハ数Ｍに対応した圧力校正係
数のマトリックス情報を選択すると共に上記の演算値を
（５）（６）式に当てはめるだけで迎角αと横滑り角β
の演算を即座に実行することが出来る。さらに、マッハ
数Ｍと総圧ＰHを該マッハ数Ｍに対応した演算処理式で
ある（７）（８）（９）式に代入すれば静圧ｐ（高度）
と動圧ｑが即座に算出できる。
算に関して事前の風洞試験において得られた迎角圧力校
正係数“Aｉｊ”と横滑り角圧力校正係数“Bｉｊ”のデ
ータを複数の速度領域に対応してマトリックス形態で記
憶しているので、５孔プローブから検出される５つの圧
力データからまずＣα，Ｃβ，Ｃγ，ＣMを演算し、さ
らに該Ｃγ，ＣM値からルックアップテーブルを用いて
マッハ数Ｍを得て、該マッハ数Ｍに対応した圧力校正係
数のマトリックス情報を選択すると共に上記の演算値を
（５）（６）式に当てはめるだけで迎角αと横滑り角β
の演算を即座に実行することが出来る。さらに、マッハ
数Ｍと総圧ＰHを該マッハ数Ｍに対応した演算処理式で
ある（７）（８）（９）式に代入すれば静圧ｐ（高度）
と動圧ｑが即座に算出できる。
【００２０】以上のように本発明は、従来のように３次
の方程式を解く必要がなく、マッハ数が準備されたルッ
クアップテーブルから瞬時に割出せることと、迎角αと
横滑り角βがやはり事前に準備されている圧力校正係数
のマトリックス情報から即座に演算できることと相まっ
て航空機における運行制御にリアルタイムで対応できる
飛行速度ベクトル値が高精度・高更新率で確保でき、計
測装置の機能向上が図られ、超音速実験機等へ搭載する
飛行速度ベクトル計測システムとして寄与できるもので
ある。
の方程式を解く必要がなく、マッハ数が準備されたルッ
クアップテーブルから瞬時に割出せることと、迎角αと
横滑り角βがやはり事前に準備されている圧力校正係数
のマトリックス情報から即座に演算できることと相まっ
て航空機における運行制御にリアルタイムで対応できる
飛行速度ベクトル値が高精度・高更新率で確保でき、計
測装置の機能向上が図られ、超音速実験機等へ搭載する
飛行速度ベクトル計測システムとして寄与できるもので
ある。
【図１】演算処理器の演算処理ブロック概要図である。
【図２】マッハ数算出用ルックアップテーブルの格子形
成概要図である。
成概要図である。
【図３】角度に関する圧力校正係数の決定に用いる圧力
係数と実気流角との関係を示すグラフであり、Ａは迎角
に関し、Ｂは横滑り角に関する。
係数と実気流角との関係を示すグラフであり、Ａは迎角
に関し、Ｂは横滑り角に関する。
【図４】飛行速度ベクトル計測フローチャートの概要で
ある。
ある。
【図５】従来方式のマッハ数算出用ルックアップテーブ
ルの格子形成（直交座標）概要図である。は飛行速度ベ
クトル決定に適用する演算処理式である。
ルの格子形成（直交座標）概要図である。は飛行速度ベ
クトル決定に適用する演算処理式である。
【図６】５孔プローブの構造例、５孔と圧力情報との関
係を示す図である。
係を示す図である。
１ 四角錐台型５孔プローブ Ｍ マッハ数 ２ 演算処理器 α 迎角 21 １次演算処理部 β 横滑り角 22 ２次演算処理部 γ プローブ軸と気
流軸とのなす角 23 ３次演算処理部 Ｃα 迎角圧力係数 ３ 表示装置・飛行制御装置等 Ｃβ 横滑り角圧
力係数 Aｉｊ 迎角圧力校正係数 Ｃγ 対気流角圧
力係数 Bｉｊ 横滑り角校正圧力 ＣM マッハ圧力
係数
流軸とのなす角 23 ３次演算処理部 Ｃα 迎角圧力係数 ３ 表示装置・飛行制御装置等 Ｃβ 横滑り角圧
力係数 Aｉｊ 迎角圧力校正係数 Ｃγ 対気流角圧
力係数 Bｉｊ 横滑り角校正圧力 ＣM マッハ圧力
係数
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 滝沢 実 東京都日野市大字万願寺330−１ (72)発明者 大貫 武 東京都三鷹市大沢４−７−15 コーポサン リバー301 Ｆターム(参考） 2F055 AA39 BB11 CC59 DD20 EE40 FF49 GG31
Claims (5)
- 【請求項１】 四角錐台型５孔ピトー管プローブを用い
た広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて実行
される演算処理方法であって、前記５孔プローブが検出
する５つの圧力情報から上下圧力孔の差圧情報を総圧で
無次元化して得られる気流の迎角圧力係数Ｃαと左右圧
力孔の差圧情報を総圧で無次元化して得られる気流の横
滑り角圧力係数Ｃβおよび該ＣαとＣβのそれぞれ二乗
の和を平方根とした対気流角圧力係数Ｃγと、該総圧と
四角錐面上の４孔平均圧の差圧情報を総圧で無次元化し
てマッハ圧力係数ＣMとを得る演算処理ステップと、該
演算処理器に広速度域における対気流角圧力係数Ｃγと
マッハ圧力係数ＣMとの平面座標上に対応するマッハ数
Ｍをあらかじめ求めて記憶しておいたマッハ数算出用ル
ックアップテーブルに、上記の算出Ｃγ値と算出ＣM値
を当てはめてその時点のマッハ数Ｍを割出すステップと
を含み、前記マッハ数算出用ルックアップテーブルは対
気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣMとの平面座標
上において所定の気流角γ値と所定のマッハ圧力係数Ｃ
M値との交点毎にマッハ数Ｍデータを記憶するようにし
たことを特徴とする飛行速度ベクトル計測値の演算処理
方法。 - 【請求項２】 マッハ数Ｍの割出しに際し、算出Ｃγ値
と算出ＣM値がマッハ数算出用ルックアップテーブル上
の所定値交点でない場合には、該当算出値の座標が存在
する菱形格子領域の４隅のマッハ数値から双１次補間を
実行してマッハ数Ｍを算出する請求項１に記載の飛行速
度ベクトル計測値の演算処理方法。 - 【請求項３】 四角錐台型５孔ピトー管プローブを用い
た広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて実行
される演算処理方法であって、前記５孔プローブが検出
する５つの圧力情報から上下圧力孔の差圧情報を総圧で
無次元化して得られる気流の迎角圧力係数Ｃαと左右圧
力孔の差圧情報を総圧で無次元化して得られる気流の横
滑り角圧力係数Ｃβおよび該ＣαとＣβのそれぞれ二乗
の和を平方根とした対気流角圧力係数Ｃγと、該総圧と
四角錐面上の４孔平均圧の差圧情報を総圧で無次元化し
てマッハ圧力係数ＣMとを得る演算処理ステップと、該
演算処理器に広速度域における対気流角圧力係数Ｃγと
マッハ圧力係数ＣMとの平面座標上に対応するマッハ数
Ｍをあらかじめ求めて記憶しておいたマッハ数算出用ル
ックアップテーブルに、上記の算出Ｃγ値と算出ＣM値
を当てはめてその時点のマッハ数Ｍを割出すステップ
と、迎角αを求める迎角圧力係数Ｃαについての高次近
似式と横滑り角βを求める横滑り角圧力係数Ｃβについ
ての高次近似式に、上記の算出Ｃα値と算出Ｃβ値と上
記演算処理器に予め求め記憶している圧力校正係数とを
当てはめて迎角αと横滑り角βを求める演算ステップと
を含む飛行速度ベクトル計測値の演算処理方法。 - 【請求項４】 迎角αを求める迎角圧力係数Ｃαについ
ての高次近似式と横滑り角βを求める横滑り角圧力係数
Ｃβについての高次近似式は α＝Ａ０＋Ａ１Ｃα＋Ａ２Ｃα２＋Ａ３Ｃα３ 但し Ａ０＝A００＋A０１Ｍ＋A０２Ｍ２＋A０３Ｍ３＋
A０４Ｍ４＋A０５Ｍ５ Ａ１＝A１０＋A１１Ｍ＋A１２Ｍ２＋A１３Ｍ３＋A１４
Ｍ４＋A１５Ｍ５ Ａ２＝A２０＋A２１Ｍ＋A２２Ｍ２＋A２３Ｍ３＋A２４
Ｍ４＋A２５Ｍ５ Ａ３＝A３０＋A３１Ｍ＋A３２Ｍ２＋A３３Ｍ３＋A３４
Ｍ４＋A３５Ｍ５ β＝Ｂ０＋Ｂ１Ｃβ＋Ｂ２Ｃβ２＋Ｂ３Ｃβ３ 但し Ｂ０＝B００＋B０１Ｍ＋B０２Ｍ２＋B０３Ｍ３＋
B０４Ｍ４＋B０５Ｍ５ Ｂ１＝B１０＋B１１Ｍ＋B１２Ｍ２＋B１３Ｍ３＋B１４
Ｍ４＋B１５Ｍ５ Ｂ２＝B２０＋B２１Ｍ＋B２２Ｍ２＋B２３Ｍ３＋B２４
Ｍ４＋B２５Ｍ５ Ｂ３＝B３０＋B３１Ｍ＋B３２Ｍ２＋B３３Ｍ３＋B３４
Ｍ４＋B３５Ｍ５ とし、圧力校正係数“Aｉｊ”と“Bｉｊ”は、予め風洞
試験において設定した迎角α、横滑り角β、同じく設定
したマッハ数Ｍと、算出したＣα，Ｃβとを前記高次近
似式の値に取り込むことで、未知数として計算して求め
たことを特徴とする請求項３に記載の飛行速度ベクトル
計測値の演算処理方法。 - 【請求項５】 四角錐台型５孔ピトー管プローブを用い
た広速度域飛行速度ベクトル計測システムの演算処理装
置であって、前記５孔プローブが検出する５つの圧力情
報を受け、上下圧力孔の差圧情報を総圧で無次元化して
得られる気流の迎角圧力係数Ｃαと左右圧力孔の差圧情
報を総圧で無次元化して得られる気流の横滑り角圧力係
数Ｃβおよび該ＣαとＣβのそれぞれ二乗の和を平方根
とした対気流角圧力係数Ｃγと、該総圧と四角錐面上の
４孔平均圧の差圧情報を総圧で無次元化してマッハ圧力
係数ＣMとを得る第１演算処理部と、記憶手段に広速度
域における対気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣM
との平面座標上に対応するマッハ数Ｍをあらかじめ求め
て記憶しておいたマッハ数算出用ルックアップテーブル
に、上記の算出Ｃγ値と算出ＣM値を当てはめてその時
点のマッハ数Ｍを割出す手段と、迎角αを求める迎角圧
力係数Ｃαについての高次近似式と横滑り角βを求める
横滑り角圧力係数Ｃβについての高次近似式に、上記の
算出Ｃα値と算出Ｃβ値と上記記憶手段に予め求め蓄積
している圧力校正係数とを当てはめて迎角αと横滑り角
βを求める演算手段とを含む第２演算処理部と、第１演
算処理部から総圧ＰH値と第２演算処理部からマッハ数
Ｍ値をえて静圧ｐと動圧ｑを算出する第３演算処理部と
からなり、算出したデータを表示装置と飛行制御装置に
送る広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演
算処理方式。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000049666A JP3486672B2 (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 |
| US09/661,411 US6336060B1 (en) | 2000-02-25 | 2000-09-13 | Arithmetic processing method and system in a wide velocity range flight velocity vector measurement system using a square truncated pyramid-shape five-hole pitot probe |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000049666A JP3486672B2 (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001242190A true JP2001242190A (ja) | 2001-09-07 |
| JP3486672B2 JP3486672B2 (ja) | 2004-01-13 |
Family
ID=18571571
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000049666A Expired - Lifetime JP3486672B2 (ja) | 2000-02-25 | 2000-02-25 | 四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6336060B1 (ja) |
| JP (1) | JP3486672B2 (ja) |
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| CN103105505A (zh) * | 2013-02-07 | 2013-05-15 | 扬州大学 | 五孔探针调节装置 |
| KR101563436B1 (ko) | 2014-10-30 | 2015-10-27 | 켄코아에어로스페이스(주) | 경비행기의 피토관 정압계기용 검정장치 |
| KR101813804B1 (ko) | 2016-09-06 | 2017-12-29 | 국방과학연구소 | 압력 측정 시스템에서의 유동 특성 추정 방법 |
| CN111157759A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-05-15 | 太原航空仪表有限公司 | 一种固定压差式攻角传感器及使用方法 |
| KR20210106348A (ko) * | 2020-02-20 | 2021-08-30 | 충청대학교 산학협력단 | 동압 및 정압 계통용 비행 계기 점검장치 |
| KR20220060290A (ko) * | 2020-11-04 | 2022-05-11 | 한국표준과학연구원 | 3차원 유속측정장치, 이를 이용한 굴뚝 현장 내 3차원 유속 측정시스템 및 측정방법 |
| CN115290289A (zh) * | 2022-10-08 | 2022-11-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种提高大迎角尾撑试验系统控制精度的优化方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| WO2003064254A2 (en) * | 2002-01-30 | 2003-08-07 | Gulfstream Aerospace Corporation | Fuselage shaping and inclusion of spike on a supersonic aircraft for controlling and reducing sonic boom |
| JP4100515B2 (ja) * | 2004-09-17 | 2008-06-11 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 高空域対応型の広速度域飛行速度ベクトル計測プローブと計測システム |
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