JP2001278196A - 航空機用超音波式対気速度センサ - Google Patents
航空機用超音波式対気速度センサInfo
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明の目的課題は、弱風の測定に適し可動
部が存在しない超音波風速計のセンサ・ブローブを改良
して低速領域の計測が可能である航空機用の対気速度計
測装置を提供することにある。 【解決手段】 航空機の前方方向に向けその軸芯が三角
形の各頂点に位置するように機体に取り付けられた３本
の平行若しくは等しい若干の開き角をもった支持棒上
に、複数個の超音波送受信機を軸方向に位置を異ならせ
て配備し、隣接する支持棒上の超音波送受信機との組合
せで複数組の超音波送受信経路が形成されるようにし、
所定距離の前記複数組の超音波送受信経路を伝搬する時
間情報から対気速度に関する３次元情報を得る。
部が存在しない超音波風速計のセンサ・ブローブを改良
して低速領域の計測が可能である航空機用の対気速度計
測装置を提供することにある。 【解決手段】 航空機の前方方向に向けその軸芯が三角
形の各頂点に位置するように機体に取り付けられた３本
の平行若しくは等しい若干の開き角をもった支持棒上
に、複数個の超音波送受信機を軸方向に位置を異ならせ
て配備し、隣接する支持棒上の超音波送受信機との組合
せで複数組の超音波送受信経路が形成されるようにし、
所定距離の前記複数組の超音波送受信経路を伝搬する時
間情報から対気速度に関する３次元情報を得る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、対気速度計測に関
するものであり、特に低速航空機に適した対気速度計測
に関するものである。対気速度とは物体に対する３次元
的な気流の方向および速さを表す。低速航空機とは、短
距離離着陸機、垂直離着陸機、回転翼機、飛行船、気球
などである。
するものであり、特に低速航空機に適した対気速度計測
に関するものである。対気速度とは物体に対する３次元
的な気流の方向および速さを表す。低速航空機とは、短
距離離着陸機、垂直離着陸機、回転翼機、飛行船、気球
などである。
【０００２】
【従来の技術】通常、航空機で使用されているピトー管
は、空気の総圧及び静圧を測定して、その差の動圧から
対気速度を求めるものであって、気流方向は矢羽根等に
より測定される。ところで、ピトー管で測定される動圧
は、対気速度の２乗に比例する関係にあるために、低速
では測定誤差が大きくなってしまい、ピトー管は低速域
の速度計測には適していない。ピトー管が利用できる速
度は通常、３０〜４０ｍ／ｓ以上の領域である。それよ
り低速であるとか、気流方向が機体軸線と大きく異なる
場合には、速度測定自体が不可能となる。そして、気流
方向を測定するための矢羽根は、可動部分があるため矢
羽根の質量による応答性の低下や振動が問題となってく
る。したがって、対気速度センサとしてピトー管を搭載
している一般の航空機は、低速域での対気速度計測値は
測定誤差が大きいかあるいは測定が出来ないということ
になっている。
は、空気の総圧及び静圧を測定して、その差の動圧から
対気速度を求めるものであって、気流方向は矢羽根等に
より測定される。ところで、ピトー管で測定される動圧
は、対気速度の２乗に比例する関係にあるために、低速
では測定誤差が大きくなってしまい、ピトー管は低速域
の速度計測には適していない。ピトー管が利用できる速
度は通常、３０〜４０ｍ／ｓ以上の領域である。それよ
り低速であるとか、気流方向が機体軸線と大きく異なる
場合には、速度測定自体が不可能となる。そして、気流
方向を測定するための矢羽根は、可動部分があるため矢
羽根の質量による応答性の低下や振動が問題となってく
る。したがって、対気速度センサとしてピトー管を搭載
している一般の航空機は、低速域での対気速度計測値は
測定誤差が大きいかあるいは測定が出来ないということ
になっている。
【０００３】これに対して気象観測に用いられている超
音波風速計は、一定区間を伝搬する超音波の伝搬時間
が、風の影響で変化することを利用したもので、全方位
的に所定の間隔で配設された複数個（一般には６個）の
超音波送受信器は平面上のあらゆる方位の風を測定する
ことが出来る。しかし、超音波送受信機同士の空気力学
的干渉により、強風時の測定は困難で、航空機搭載が可
能な大きさのものでは２０ｍ／ｓ以下、地上設置用の大
型装置でも６０ｍ／ｓ以下が測定可能領域である。この
測定可能領域では航空機に利用するには高速側の計測範
囲が充分とはいえず、気象観測用の超音波風速計は、航
空機に搭載する対気流速計測器には適していない。
音波風速計は、一定区間を伝搬する超音波の伝搬時間
が、風の影響で変化することを利用したもので、全方位
的に所定の間隔で配設された複数個（一般には６個）の
超音波送受信器は平面上のあらゆる方位の風を測定する
ことが出来る。しかし、超音波送受信機同士の空気力学
的干渉により、強風時の測定は困難で、航空機搭載が可
能な大きさのものでは２０ｍ／ｓ以下、地上設置用の大
型装置でも６０ｍ／ｓ以下が測定可能領域である。この
測定可能領域では航空機に利用するには高速側の計測範
囲が充分とはいえず、気象観測用の超音波風速計は、航
空機に搭載する対気流速計測器には適していない。
【０００４】
【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もの、すなわち弱風の測定に適
し可動部が存在しない超音波風速計のセンサ・ブローブ
を改良して低速領域の計測が可能である航空機用の対気
速度計測装置を提供することにある。
上記の問題点を解決するもの、すなわち弱風の測定に適
し可動部が存在しない超音波風速計のセンサ・ブローブ
を改良して低速領域の計測が可能である航空機用の対気
速度計測装置を提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】航空機の前方方向に向け
その軸芯が三角形の各頂点に位置するように機体に取り
付けられた３本の平行な支持棒上に、複数個の超音波送
受信機を軸方向に位置を異ならせて配備し、隣接する支
持棒上の超音波送受信機との組合せで複数組の超音波送
受信経路が形成されるようにし、所定距離の前記複数組
の超音波送受信経路を伝搬する時間情報から対気速度に
関する３次元情報を得る。
その軸芯が三角形の各頂点に位置するように機体に取り
付けられた３本の平行な支持棒上に、複数個の超音波送
受信機を軸方向に位置を異ならせて配備し、隣接する支
持棒上の超音波送受信機との組合せで複数組の超音波送
受信経路が形成されるようにし、所定距離の前記複数組
の超音波送受信経路を伝搬する時間情報から対気速度に
関する３次元情報を得る。
【０００６】
【発明の実施の形態】図１は、超音波風速計の原理を示
す図である。超音波が空気中を伝搬する場合、超音波が
風と順方向に伝搬するときは、風速分だけ伝搬速度が速
くなり、逆方向のときは風速分だけ伝搬速度が遅くな
る。したがって、距離を速度で割った関係にある超音波
の伝搬時間と風速との関係は以下の式の通りになる。 Ｖ＝Ｄ／２＊（ｔ２−ｔ１）／ｔ１ｔ２ ただし、 Ｖ： 風速 Ｄ： 超音波送受信機の間隔 ｔｌ： 風速に順方向の超音波の伝搬時間 ｔ２： 風速に逆方向の超音波の伝搬時間
す図である。超音波が空気中を伝搬する場合、超音波が
風と順方向に伝搬するときは、風速分だけ伝搬速度が速
くなり、逆方向のときは風速分だけ伝搬速度が遅くな
る。したがって、距離を速度で割った関係にある超音波
の伝搬時間と風速との関係は以下の式の通りになる。 Ｖ＝Ｄ／２＊（ｔ２−ｔ１）／ｔ１ｔ２ ただし、 Ｖ： 風速 Ｄ： 超音波送受信機の間隔 ｔｌ： 風速に順方向の超音波の伝搬時間 ｔ２： 風速に逆方向の超音波の伝搬時間
【０００７】従来、気象観測用の超音波風速計は全方位
の風速を等しい精度で検出する必要から、６個の超音波
送受信機を６本の支持棒に取りつけていたため形状が複
雑となり、空気力学的騒音や気流の乱れによる指示棒の
振動が生じやすかった。しかし、一般的に航空機は１方
向にのみ高速で飛行し、他の方向は飛行できないか、ま
たは非常に低速で飛行する。したがって、航空機用対気
速度センサとしては、あらゆる方位の気流が同じように
測定できる必要はなく、比較的高速域が測定できるのは
１方向のみでよい。したがって、１方向の気流の計測を
重視する観点から超音波風速計で必要な６個の超音波送
受信機の配列を工夫すると共に、装置の全体形状を単純
化し、空気力学的騒音や気流の乱れを低減させることを
考えた。特に、超音波送受信機の上流に物体があると、
気流の乱れの影響を受けやすいため、１方向の気流を重
視して、送受信機の上流に気流の乱れを生じさせる構造
物を配置しないようにすることは重要である。
の風速を等しい精度で検出する必要から、６個の超音波
送受信機を６本の支持棒に取りつけていたため形状が複
雑となり、空気力学的騒音や気流の乱れによる指示棒の
振動が生じやすかった。しかし、一般的に航空機は１方
向にのみ高速で飛行し、他の方向は飛行できないか、ま
たは非常に低速で飛行する。したがって、航空機用対気
速度センサとしては、あらゆる方位の気流が同じように
測定できる必要はなく、比較的高速域が測定できるのは
１方向のみでよい。したがって、１方向の気流の計測を
重視する観点から超音波風速計で必要な６個の超音波送
受信機の配列を工夫すると共に、装置の全体形状を単純
化し、空気力学的騒音や気流の乱れを低減させることを
考えた。特に、超音波送受信機の上流に物体があると、
気流の乱れの影響を受けやすいため、１方向の気流を重
視して、送受信機の上流に気流の乱れを生じさせる構造
物を配置しないようにすることは重要である。
【０００８】図２と図３を参照して本発明の基本原理を
説明する。図２はプローブ形状を示したもので、Ａは前
方からの正面図であり、Ｂは側面図である。基部１に３
本の支持棒11、12、13を軸が互いに平行で軸芯が三角形
の各頂点に位置するように植設し、その先端部は流線形
状としている。このプローブ形状は超音波計測の安定性
確保の観点から航空機の主たる検出成分となる流速方向
が機体前方からの軸方向と一致する気流に対し最も気流
に乱れを生じさせないようにすることを考慮して案出し
たものである。本発明は航空機の対気速度計測に用いる
ものであるから、前述したように機体に対して流速方向
は前方から後方に向かう成分が主となる。したがって、
その成分を検出するために超音波送受信機は前後方向に
位置を違えた配置を必須とするが、必ずしも別個の支持
部材に設置する必要がないことに鑑み、本発明者は気流
を乱す原因となる支持部材の数を極力少なくするため同
じ支持棒に複数個の超音波送受信機を設置することを考
えた。そして超音波送受信する複数組の伝搬経路を形成
させて気体の流速成分が重畳される伝搬時間情報を基に
その気体の流速成分を３次元情報として計測するもので
ある。具体的には従来の超音波風速計の６個の超音波送
受信機を図３に示したような形態、すなわち、プローブ
の取り付け方向として支持棒11、12、13の軸方向が航空
機の前後方向に向くように機体に固定し、この支持棒1
1、12、13に超音波送受信機1a、1b、2a、2b、3a、3bを
各支持棒上に軸方向所定距離間隔Ｌをもたせて２個ずつ
配備し、隣接する支持棒上の前記超音波送受信機のうち
一方が前方配置されたものであるとき他方は後方配置さ
れたものとの組合せで３組（1a-2b、2a-3b、3a-1b）の
超音波送受信経路が形成されるようにした。機体の前後
方向の異なる位置に配置された超音波送受信機間で超音
波送受信経路が形成されているので、機体の前後方向の
成分の流速が検知できるのである。しかもこの方向の気
流に対してはプローブの支持棒11、12、13が最も抵抗が
少ない構造となっているため、流れの状態が安定して精
度の良い計測ができる。なお、図３では各支持棒上の２
つの超音波送受信機を軸方向同じ距離間隔Ｌで配置した
が、原理上は各支持棒とも既知の値であればよく必ずし
も同じ間隔にする必要はないのであるが、同じであるこ
とは信号処理の演算上簡便で有利である。また各支持棒
の軸芯が作る三角形も正三角形であることが対称構造と
なってやはり信号処理の演算上簡便で有利である。
説明する。図２はプローブ形状を示したもので、Ａは前
方からの正面図であり、Ｂは側面図である。基部１に３
本の支持棒11、12、13を軸が互いに平行で軸芯が三角形
の各頂点に位置するように植設し、その先端部は流線形
状としている。このプローブ形状は超音波計測の安定性
確保の観点から航空機の主たる検出成分となる流速方向
が機体前方からの軸方向と一致する気流に対し最も気流
に乱れを生じさせないようにすることを考慮して案出し
たものである。本発明は航空機の対気速度計測に用いる
ものであるから、前述したように機体に対して流速方向
は前方から後方に向かう成分が主となる。したがって、
その成分を検出するために超音波送受信機は前後方向に
位置を違えた配置を必須とするが、必ずしも別個の支持
部材に設置する必要がないことに鑑み、本発明者は気流
を乱す原因となる支持部材の数を極力少なくするため同
じ支持棒に複数個の超音波送受信機を設置することを考
えた。そして超音波送受信する複数組の伝搬経路を形成
させて気体の流速成分が重畳される伝搬時間情報を基に
その気体の流速成分を３次元情報として計測するもので
ある。具体的には従来の超音波風速計の６個の超音波送
受信機を図３に示したような形態、すなわち、プローブ
の取り付け方向として支持棒11、12、13の軸方向が航空
機の前後方向に向くように機体に固定し、この支持棒1
1、12、13に超音波送受信機1a、1b、2a、2b、3a、3bを
各支持棒上に軸方向所定距離間隔Ｌをもたせて２個ずつ
配備し、隣接する支持棒上の前記超音波送受信機のうち
一方が前方配置されたものであるとき他方は後方配置さ
れたものとの組合せで３組（1a-2b、2a-3b、3a-1b）の
超音波送受信経路が形成されるようにした。機体の前後
方向の異なる位置に配置された超音波送受信機間で超音
波送受信経路が形成されているので、機体の前後方向の
成分の流速が検知できるのである。しかもこの方向の気
流に対してはプローブの支持棒11、12、13が最も抵抗が
少ない構造となっているため、流れの状態が安定して精
度の良い計測ができる。なお、図３では各支持棒上の２
つの超音波送受信機を軸方向同じ距離間隔Ｌで配置した
が、原理上は各支持棒とも既知の値であればよく必ずし
も同じ間隔にする必要はないのであるが、同じであるこ
とは信号処理の演算上簡便で有利である。また各支持棒
の軸芯が作る三角形も正三角形であることが対称構造と
なってやはり信号処理の演算上簡便で有利である。
【０００９】上記のような機体に対する超音波送受信機
の配置構成により、３次元的な対気速度を求めることが
出来る。そしてこの配置は矢印で示した方向の流速計測
を最も重視したものである。図３のように機体の前後方
向にＸ軸を、左右方向にＹ軸をそして上下方向にＺ軸の
直交座標系を定義し、対気速度のＸＹＺ成分をＶｘ、Ｖ
ｙ、Ｖｚとすると、計測される各組の超音波送受信機間
の超音波伝搬方向の気流の速度成分、すなわち2a-3b間
の速度成分Ｗ１、3a-1b間の速度成分Ｗ２、1a-2b間の速
度成分Ｗ３は、それぞれ以下の式で表される。
の配置構成により、３次元的な対気速度を求めることが
出来る。そしてこの配置は矢印で示した方向の流速計測
を最も重視したものである。図３のように機体の前後方
向にＸ軸を、左右方向にＹ軸をそして上下方向にＺ軸の
直交座標系を定義し、対気速度のＸＹＺ成分をＶｘ、Ｖ
ｙ、Ｖｚとすると、計測される各組の超音波送受信機間
の超音波伝搬方向の気流の速度成分、すなわち2a-3b間
の速度成分Ｗ１、3a-1b間の速度成分Ｗ２、1a-2b間の速
度成分Ｗ３は、それぞれ以下の式で表される。
【数１】 ただし、 Ｖｘ：対気速度のＸ方向成分 Ｖｙ：対気速度のＹ方向成分 Ｖｚ：対気速度のＺ方向成分 Ｗ１：気流の超音波送受信機方向（経路１）の速度成分 Ｗ２：気流の超音波送受信機方向（経路２）の速度成分 Ｗ３：気流の超音波送受信機方向（経路３）の速度成分 θ１：ＹＺ面とＷ１との成す角 θ２：ＹＺ面とＷ２との成す角 θ３：ＹＺ面とＷ３との成す角 φ２：ＹＺ面内でのＹ軸とＷ２との成す角 φ３：ＹＺ面内でのＹ軸とＷ３との成す角 ここで仮に各センサの配列を正三角形、つまりφ２を２
４０度、φ３を１２０度とし、さらにθ１＝ θ２＝
θ３＝ θ とすると、
４０度、φ３を１２０度とし、さらにθ１＝ θ２＝
θ３＝ θ とすると、
【数２】 となり、この演算式によって対気速度を求めることが出
来る。
来る。
【００１０】前後配置した２つの超音波送受信機の所定
距離間隔Ｌが支持棒11、12、13間の距離Ｄ０より大きけ
れば、伝搬経路方向に近い流速成分ほど往復の伝搬時間
差が大きくなる原理に基づき、対気速度計測において航
空機の前方からの流速成分に対し感度がよくなるため、
その成分の検出に有利となる。Ｌの値を大きくするとい
うことはθの値を大きくすることであるが、その場合超
音波送受信機のユニットを大きく傾斜させて支持棒に設
置する必要があり、そのことが構造的に気流の乱れを起
こす原因になってしまうため好ましくない。実際にはθ
の値は３０度以下としているため、機体軸に直交する方
向の成分の方が検出感度が高いのであるが、反面その方
向の気流に対しては支持棒が気流を乱す構造となるため
検出結果としてＳ／Ｎ比は低くなってしまう。本発明が
対象としている低速航空機に適した対気速度計測には２
つの超音波送受信機の所定距離間隔Ｌが支持棒11、12、
13間の距離Ｄ０より小さくても十分に対応できるのであ
る。
距離間隔Ｌが支持棒11、12、13間の距離Ｄ０より大きけ
れば、伝搬経路方向に近い流速成分ほど往復の伝搬時間
差が大きくなる原理に基づき、対気速度計測において航
空機の前方からの流速成分に対し感度がよくなるため、
その成分の検出に有利となる。Ｌの値を大きくするとい
うことはθの値を大きくすることであるが、その場合超
音波送受信機のユニットを大きく傾斜させて支持棒に設
置する必要があり、そのことが構造的に気流の乱れを起
こす原因になってしまうため好ましくない。実際にはθ
の値は３０度以下としているため、機体軸に直交する方
向の成分の方が検出感度が高いのであるが、反面その方
向の気流に対しては支持棒が気流を乱す構造となるため
検出結果としてＳ／Ｎ比は低くなってしまう。本発明が
対象としている低速航空機に適した対気速度計測には２
つの超音波送受信機の所定距離間隔Ｌが支持棒11、12、
13間の距離Ｄ０より小さくても十分に対応できるのであ
る。
【００１１】
【実施例】以下では、回転翼機における対気速度計測用
に製作した例を図４に示し、本実施例について詳述す
る。一般的な回転翼機では前進方向の対気速度が最大８
０ｍ／ｓ程度で、それ以外の方向、例えば上下左右に飛
行する場合の速度は極低速である。対気速度４０ｍ／ｓ
以上の高速域では、従来のピトー管が充分使用可能なた
め、本発明と併用、または選択的に利用することが出来
る。さて、本実施例は３つの支持棒11,12,13の軸が基体
１の軸に対し平行ではなく、図に示されたように等しい
若干の開き角をもって取付けられている。これは回転翼
機において高速状態すなわち強い気流を受けるのは前方
方向に限られるため、それに対して構造的に強い必要が
あることと、気流を乱す構造的ではあるが、その際の気
流の乱れは後流として生じるため超音波伝搬路には影響
が少ないことを勘案して想到したものである。ちなみに
この実施例では超音波送受信機2a-3b、3a-1b、1a-2b間
の伝搬経路長は５０ｍｍ、θ角は２０度とした。また、
使用される超音波の周波数は２００ｋＨＺ である。
に製作した例を図４に示し、本実施例について詳述す
る。一般的な回転翼機では前進方向の対気速度が最大８
０ｍ／ｓ程度で、それ以外の方向、例えば上下左右に飛
行する場合の速度は極低速である。対気速度４０ｍ／ｓ
以上の高速域では、従来のピトー管が充分使用可能なた
め、本発明と併用、または選択的に利用することが出来
る。さて、本実施例は３つの支持棒11,12,13の軸が基体
１の軸に対し平行ではなく、図に示されたように等しい
若干の開き角をもって取付けられている。これは回転翼
機において高速状態すなわち強い気流を受けるのは前方
方向に限られるため、それに対して構造的に強い必要が
あることと、気流を乱す構造的ではあるが、その際の気
流の乱れは後流として生じるため超音波伝搬路には影響
が少ないことを勘案して想到したものである。ちなみに
この実施例では超音波送受信機2a-3b、3a-1b、1a-2b間
の伝搬経路長は５０ｍｍ、θ角は２０度とした。また、
使用される超音波の周波数は２００ｋＨＺ である。
【００１２】図５は、回転翼機に本実施例によるセンサ
を設置搭載した例を示す。回転翼機は、前進速度が他の
方向に卓越して大きくしかもメインロータＲの吹下しと
いう現象を伴う。したがって、対気流計測においてその
影響を避けるため、センサＳはメインロータの先端より
も前方に位置するように機体前方方向に一致する長いロ
ッド状の基体１の先端に支持棒11,12,13が取り付けた形
態で搭載される。これを用いて回転翼機の最高速度（１
４０ｋｔ≒７０ｍ／ｓ）までの使用が確認できた。
を設置搭載した例を示す。回転翼機は、前進速度が他の
方向に卓越して大きくしかもメインロータＲの吹下しと
いう現象を伴う。したがって、対気流計測においてその
影響を避けるため、センサＳはメインロータの先端より
も前方に位置するように機体前方方向に一致する長いロ
ッド状の基体１の先端に支持棒11,12,13が取り付けた形
態で搭載される。これを用いて回転翼機の最高速度（１
４０ｋｔ≒７０ｍ／ｓ）までの使用が確認できた。
【００１３】以上本発明のセンサを低速航空機に適用し
対気速度計測に用いるものとして説明してきたが、本発
明によるセンサはこれに限らず、もし低速航空機に慣性
計測装置など適宜の計測器が備えられ、それにより対地
速度が計測されれば、図５にベクトルで示したように、
本発明の検出値である対気速度情報Ｖから対地速度分Ｖ
ｇ を減じることにより、低速航空機の飛行位置での風
速Ｗを求めることもできる。更に、これを成層圏プラッ
トフォーム用飛行船に適用した場合には、飛行船が風に
よって受ける力を本発明の航空機用超音波対気速度計に
よって検出し、それを消去させるような運転制御を実行
して飛行船を一定位置にとどめる飛行船制御システムを
実現することもできる。
対気速度計測に用いるものとして説明してきたが、本発
明によるセンサはこれに限らず、もし低速航空機に慣性
計測装置など適宜の計測器が備えられ、それにより対地
速度が計測されれば、図５にベクトルで示したように、
本発明の検出値である対気速度情報Ｖから対地速度分Ｖ
ｇ を減じることにより、低速航空機の飛行位置での風
速Ｗを求めることもできる。更に、これを成層圏プラッ
トフォーム用飛行船に適用した場合には、飛行船が風に
よって受ける力を本発明の航空機用超音波対気速度計に
よって検出し、それを消去させるような運転制御を実行
して飛行船を一定位置にとどめる飛行船制御システムを
実現することもできる。
【００１４】
【発明の効果】以上に説明したように、本発明は、超音
波風速計のセンサ・ブローブを前方方向からの気流に対
して乱れを生じにくい形状に改良し、かつ複数個の超音
波送受信機を基体の前後方向に位置を異ならせて配置す
る形態で低速航空機に搭載するものであるから、従来の
ピトー管では不可能であった航空機の低速度領域の対気
速度計測が可能となる。本発明を操縦用計器に適用すれ
ば、その結果として低速飛行時の速度表示が従来より高
精度となり、航空機の飛行安全性を向上させることがで
きる。また、慣性計測装置など適宜の計測器により対地
速度が計測されれば、その位置での風速を割出すことが
でき、空中の特定位置の風を計測することもできる。更
に、これを成層圏プラットフォーム用飛行船に適用した
場合には、飛行船を一定位置にとどめるための制御用セ
ンサとしても使用することができる。
波風速計のセンサ・ブローブを前方方向からの気流に対
して乱れを生じにくい形状に改良し、かつ複数個の超音
波送受信機を基体の前後方向に位置を異ならせて配置す
る形態で低速航空機に搭載するものであるから、従来の
ピトー管では不可能であった航空機の低速度領域の対気
速度計測が可能となる。本発明を操縦用計器に適用すれ
ば、その結果として低速飛行時の速度表示が従来より高
精度となり、航空機の飛行安全性を向上させることがで
きる。また、慣性計測装置など適宜の計測器により対地
速度が計測されれば、その位置での風速を割出すことが
でき、空中の特定位置の風を計測することもできる。更
に、これを成層圏プラットフォーム用飛行船に適用した
場合には、飛行船を一定位置にとどめるための制御用セ
ンサとしても使用することができる。
【図１】一般的な超音波風速計の原理説明図である。
【図２】本発明による対気速度センサプローブの形状で
あり、Ａは前方からの正面図であり、Ｂは側面図であ
る。
あり、Ａは前方からの正面図であり、Ｂは側面図であ
る。
【図３】本発明による対気速度センサでの対気速度測定
原理図である。
原理図である。
【図４】本発明による対気速度センサを回転翼機用に具
体化した実施例を示す図である。
体化した実施例を示す図である。
【図５】本発明による対気速度センサを回転翼機に設置
搭載した例を示す図である。
搭載した例を示す図である。
Ｗ 伝搬速度 Ｌ 支持棒上の超音
波送受信機距離 Ｖ 風速 Ｄ 超音波伝搬距離 Ｃ 音速 Ｓ センサ・プロー
ブ １ 基体 11,12,13 支持棒 ａ，ｂ，1a,1b,2a,2b,3a,3b 超音波送受信機
波送受信機距離 Ｖ 風速 Ｄ 超音波伝搬距離 Ｃ 音速 Ｓ センサ・プロー
ブ １ 基体 11,12,13 支持棒 ａ，ｂ，1a,1b,2a,2b,3a,3b 超音波送受信機
Claims (4)
- 【請求項１】 軸芯が三角形の各頂点に位置すると共に
軸方向が航空機の前後方向に向くように機体に取り付け
られた３本の平行若しくは等しい若干の開き角をもった
支持棒上に、複数個の超音波送受信機を支持棒上軸方向
に位置を異ならせて配備し、隣接する支持棒上の前記超
音波送受信機との組合せで複数組の超音波送受信経路が
形成されるようにし、３次元情報としての対気速度を得
る航空機用超音波対気速度センサ。 - 【請求項２】 機体の前後方向に直交する面における支
持棒の軸芯位置を結ぶ三角形が正三角形であって、超音
波送受信機は前記支持棒の軸方向に直交する２つの面に
おいて各支持棒上２個づつ配備し、隣接する支持棒上の
前記超音波送受信機のうち一方が前方配置されたもので
あるとき他方は後方配置されたものとの組合せで３組の
超音波送受信経路が形成されるようにした請求項１に記
載の航空機用超音波対気速度センサ。 - 【請求項３】 請求項１又は２に記載の航空機用超音波
対気速度センサと対地速度計測手段とを備え、前記航空
機用超音波対気速度センサによって検出した対気速度情
報から対地速度情報を減ずることにより該当位置におけ
る風速を検知するシステム。 - 【請求項４】 成層圏プラットフォーム用飛行船に請求
項１又は２に記載の航空機用超音波対気速度センサを搭
載し、該飛行船が風によって受ける力を前記航空機用超
音波対気速度センサによって検出し、それを消去させる
ような運転制御を実行して飛行船を一定位置にとどめる
飛行船制御システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000090200A JP3574814B2 (ja) | 2000-03-29 | 2000-03-29 | 航空機用超音波式対気速度センサ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000090200A JP3574814B2 (ja) | 2000-03-29 | 2000-03-29 | 航空機用超音波式対気速度センサ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001278196A true JP2001278196A (ja) | 2001-10-10 |
| JP3574814B2 JP3574814B2 (ja) | 2004-10-06 |
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ID=18605836
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000090200A Expired - Lifetime JP3574814B2 (ja) | 2000-03-29 | 2000-03-29 | 航空機用超音波式対気速度センサ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3574814B2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2239874A1 (es) * | 2003-03-27 | 2005-10-01 | Centro De Investigaciones Energeticas Medioambientales Y Tecnologicas (C.I.E.M.A.T.) | Metodo de diseño, evaluacion y optimizacion de sistemas basados en transmision de señales pulsadas de ultrasonidos, destinados a la caracterizacion de flujos. |
| RU2568993C1 (ru) * | 2014-08-22 | 2015-11-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт мониторинга климатических и экологических систем Сибирского отделения Российской академии наук (ИМКЭС СО РАН) | Способ поверки ультразвуковых анемометров и портативные устройства для его осуществления |
| WO2017073241A1 (ja) * | 2015-10-28 | 2017-05-04 | オムロン株式会社 | 対気速度計測システム |
| WO2019009507A1 (ko) * | 2017-07-05 | 2019-01-10 | 한국항공우주연구원 | 회전하는 3차원 초음파 풍속계 및 이를 이용한 3차원 풍속 측정 방법 |
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| US11397192B2 (en) | 2020-11-05 | 2022-07-26 | Rockwell Collins, Inc. | Acoustic airspeed sensors and processing techniques |
-
2000
- 2000-03-29 JP JP2000090200A patent/JP3574814B2/ja not_active Expired - Lifetime
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