JP2001508870A - 胴体ピトー静圧管 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、全圧力測定用（２）、静圧測定用（３）および迎え角測定用（６、７）の３群のオリフィスと、軸対称ボディ（１）と、間に配設された空気流路（１０）および電熱器（８）を有する防氷装置を取り付けるための支柱（５）とを含む胴体ピトー静圧管に関する。迎え角測定用オリフィスは、丸みのある先端部またはテーパ先端部を備える亜音速空気力学的翼形の形態で構成されている断面を有する支柱に配設され、かつ、翼形の先端部とその最大厚さの位置との間に配設されている。

Description

【発明の詳細な説明】 胴体ピトー静圧管 本発明は、航空機の飛行パラメータの決定または、液体または気体の流れを扱 う他の科学および技術の分野に関する。 飛行パラメータの測定は、航空機（ＦＶ）の航空力学および空気力学の最も重 要な仕事の一つである。現在、飛行（流れ）パラメータを測定するために、飛行 機の胴体または他の航空機の機体に大抵直接に設置されているピトー静圧管（Ｐ ＳＴ）が利用されており、これらのＰＳＴは実際に、層状に近い局部的な流れの パラメータを測定する。原則的に複数のそうしたＰＳＴが航空機に設置され、局 部的な流れのパラメータを測定する。真の飛行パラメータは予備較正にもとづい て決定される。 ＦＶの機体または胴体に設置されるピトー静圧管は、ＷＯ９４／０２８５８号 により知られている。この周知のＰＳＴは、支柱の基部から近づくにつれて相互 に接近する湾曲した前縁および後縁を有する支柱に設けられた円筒管を有する。 支柱の前縁は丸みをつけることができる。このピトー静圧管は、管の先端部に全 圧力を検出するためのオリフィスと、管の先端部からある距離のところに、静圧 を検出するためのオリフィスとを備える。管は結氷を防止するための加熱器を有 する。しかし、このピトー静圧管は、迎え角の測定を可能にする圧力検出のため のオリフィスがないので、迎え角の測定には適用できない。実際、上記の特許に よれば、その管はそうした目的には意図されていない。さらに、側方より見て、 管に近づくにつれて加わる支柱のテーパは、空気流路および加熱器を配設するた めに要する内容積を維持することに関連して、支柱の横断面の翼形の相対厚さの 著しい増大につながる。さらにこのことは、高亜音速（マッハ数Ｍ＝０．８〜０ ．９）の場合に、局部圧力衝撃の早期発生および当該ピトー静圧管の衝撃抵抗の 著しい増大につながる。 米国特許第４，６１５，２１３号による、飛行（流れ）パラメータの迎え角、 全圧力Ｐｏおよび静圧Ｐｓ、結果的にマッハ数Ｍも測定する胴体ピトー静圧管が 周知である。これは、較正により飛行（流れ）パラメータを求めるための圧力を 測定するオリフィス群を軸対称ボディに備える半球形の頭部を有する細長い軸対 称ボディを有する。同時に、全圧力および迎え角を求めるための圧力を測定する オリフィスは半球形頭部に配設されているのに対し、静圧を測定するオリフィス は軸対称ボディの縦方向（円筒）表面に配設されている。航空機の胴体または機 体に設置するために、このＰＳＴは支柱を有しており、その翼形はレンズ状横断 面をしている。このＰＳＴには、以下の短所がある。 ・複雑な設計 ・軸対称ボディの全寸法の増大 ・亜音速飛行状態での空気力学抵抗の増大 ・防氷装置の加熱器に要する電力の増加 ・設計重量の増大 ・半球形頭部の中心オリフィスによって測定される全圧力が迎え角の変化に過敏 であり、それは全圧力の測定値の余分な誤差につながる。ＦＶによっては、迎え 角に対する全圧力のそうした従属性は許容されない。 周知の技術的解決に最も近いものは、飛行（流れ）パラメータの迎え角、全圧 力Ｐｏおよび静圧Ｐｓ、従ってマッハ数Ｍを測定するための米国特許第４，３７ ８，６９６号に開示されており、それは、全圧力を検出するためのオリフィスが 配設されている円錐形またはオジー形の頭部を備える細長い軸対称ボディをして おり、頭部は、静圧を検出するためのオリフィスが表面に配設されている円筒と 連結している。さらに、この円筒表面は、迎え角が対応して設定される圧力を検 出するためのオリフィスが配設されている円錐表面と連結し、その後再び円筒表 面と連結する。この管は、ＦＶの胴体または機体に設置するために、断面がレン ズ状翼形をしている支柱を有する。このＰＳＴは以下の短所を有する。 ・複雑な設計 ・全寸法の増大 ・亜音速飛行状態での空気力学抵抗の増大 ・加熱防氷装置に要する電力の増加 ・設計重量の増大 ・円錐形部分に配設された（αを求めるための）オリフィスで測定される圧力が 迎え角に対して低感応性であり、それは迎え角の測定の際に誤差の増大につなが る。これは以下の要因によって生じる。 １．上述の通り、このＰＳＴは軸対称ボディの中間部が大きくなっている。さ らに、中間部の寸法の増大は、この場合、２つの事情によって生じる。第１は、 軸対称ボディの円筒部が、迎え角を求める目的で圧力を検出するためのオリフィ スが配設されている円錐部と連結していることである。これらのオリフィスによ り検出される圧力の迎え角に対する感応性を幾分かでも高めるには、テーパ角を 十分に大きくとらなければならず、その円錐部に続く軸対称ボディの直径を相当 に大きくする必要につながる。 第２の事情は、全圧力、静圧および迎え角を求めるために使用される圧力を測 定するためのオリフィス群が所定の構成で配設されているが、それらが全部、同 一の軸対称ボディに位置していることから生じる。軸対称ボディの内部に、全部 の所定のオリフィス群から出てくる空気流路、静圧室および防氷装置の管状電熱 器も配設する必要がある。空気流路およびＴＥＨ（管状電熱器）は、空気流路に ついては流体力学的遅れの大きさによって、また、ＴＥＨについては熱流束密度 および加熱器の表面温度の限界値によって決定される、ある最小値より小さくす ることができない。その結果、高度な設計飽和度、すなわち、ＰＳＴの軸対称ボ ディの複雑な設計となる。 上記の事情は、中間部の面積の増大につながり、結果的に、設計重量、空気力 学抵抗および防氷装置の電力の増加につながる。 また、円筒部から円錐部へ、その後再び円筒部へという移行が、円錐部より後 方での流れの剥離および（マッハ数に関して）局部圧力衝撃の早期発生につなが り得るということも指摘しておかなければならない。それはさらに、空気力学抵 抗の増大につながるはずである。さらに、軸対称ボディの直径の増大および支柱 に関連したその尾部の非最適化形状も、支柱のレンズ状空気力学的翼形が最大厚 さを示す線より後方のＰＳＴの軸対称ボディの絞られた尾部の結合領域における 好ましくない空気力学的干渉（流れの剥離および圧力衝撃の早期の発生）に結び つく。これもまた、当該ＰＳＴの空気力学抵抗のある程度の増大につながる。 ＰＳＴの軸対称ボディに円錐部が存在することが、静圧測定用オリフィスが配 設されている、前方に位置する円筒部に付加的な支持材を実施することにつなが っていることも指摘できよう。その結果、（補正の導入を伴わない）静圧の精確 な決定には、静圧検出用オリフィスをこの円錐部から十分に離す必要がある。こ れは、軸対称ボディの長さを延長する必要性につながり、また、設計重量のある 程度の余分な増加をもたらし、電熱防氷装置における追加的な電力を要求する。 ２．支柱のレンズ状翼形は、亜音速飛行状態での空気力学抵抗の観点から最適 ではない。それは、亜音速飛行状態でのＰＳＴの支柱における空気力学抵抗の相 当の増加につながる。さらに、ごく小さいマッハ数では、レンズ状翼形を有する 支柱の鋭利な前縁からの剥離によって空気力学抵抗の増大が生じるが、それは、 前縁が鋭利であるために、ゼロ以外の局部迎え角において必ず起きる。レンズ状 翼形は衝撃抵抗の観点から最適ではないので、高亜音速（Ｍ＝０．８〜０．９） 時に当該ＰＳＴの空気力学抵抗も著しく増大する。ＰＳＴの支柱の前縁および後 縁に緩やかな湾曲を与えると衝撃抵抗の急増を遅らせられるが、それは、ＰＳＴ 軸対称ボディの食い違いが同一の場合に、胴体の増大につながる。すなわち、支 柱の高さが同一の場合に、全寸法、全設計重量および全設計容積、そして結果的 に防氷装置の所要電力の増加をもたらす。 ３．ＰＳＴ支柱内部に配設された、支柱前縁の結氷を防止し、それにより軸対 称ボディの圧力測定に対するそうした氷の影響を予防するための電熱器は、圧力 測定用オリフィスがまったく配設されていない支柱部分も加熱するという意味で 、使用上十分に効率的ではない。それにより、重量および所要電力が実質的に増 加する。 ４．支柱のレンズ状翼形は以下の観点から最適ではない。 ・結氷の生じやすさ ・防氷装置の設計 これは、ＰＳＴの実際の支柱の防氷装置の所要電力の実質的増加につながるが 、それは以下の事情によって生じる。 周知の通り（例えば、Ｂｒａｇｇ Ｍ．Ｂ．，Ｇｒｅｇｏｒｅｋ Ｇ．Ｍ．， Ｌｅｅ Ｊ．Ｄ．，“Ａｉｒｆｏｉｌ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｉｎ Ｉｃ ｉｎｇ Ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ”，Ｊ．Ａｉｒｃｒａｆｔ，ｖｏｌ．２３，Ｎｏ ．１，１９８６参照）、大気圏を飛行中の航空機での結氷は、まず最初に、流れ が減速する点の付近の領域および前縁からの流れが剥離する領域（例えば、翼） において生じる。それと同時に、翼の鋭利な前縁は、ゼロ以外の迎え角の場合に 流れの剥離を伴う空気流が必ずそこに形成されるので、丸みを帯びた前縁よりも 結氷を生じやすい場合が多い、ということも指摘される。ＰＳＴの支柱のそのよ うな領域は、その前縁付近の領域である。支柱のレンズ状翼形は鋭利な前縁を有 しているので、前縁辺からの流れの剥離を伴う空気流は小さい迎え角の場合でさ え形成される可能性があり、それは甚だしい結氷をもたらし得る。 防氷装置のＴＥＨは、極めて嵩高であり相当の容積を占有するので、支柱のレ ンズ状翼形の鋭利な縁辺間近の支柱内部には配設できない。その結果、そうした 支柱のＴＥＨは支柱の翼形の最大厚さの線付近に配設されるが、実際に結氷が生 じる重要な領域であるＰＳＴの支柱前縁付近の領域の加熱は、最大厚さの線から 前縁へ直接的に支柱構造による熱伝達によって得られる。最近のＰＳＴの支柱は 、極めて熱伝導の良い、極めて高額な材料（例えば、ニッケル合金）で製造され ているが、推定５０％に達する非常に大きな非効率的な熱損失がそうした設計に 特有のものとなっている。 従って、電熱器に供給される電力の低い利用効率は、当該ＰＳＴの設計に固有 のものである。しかも、電熱器は極めて嵩高であるので、それが設計重量の著し い増加につながる。 ５．ＰＳＴの円錐部で測定される圧力差は迎え角の変化に対して比較的低感応 性であるので、それが迎え角の測定値の誤差の増大につながる。円錐部の開口を 拡大すると、いくらか感応性を高めるが、それはＰＳＴの軸対称ボディの中間部 の直径の増大につながり、それは必然的に設計重量、空気力学抵抗および防氷装 置の所要電力の増加を伴う。この感応性が実質的に高い軸対称ボディも存在する 。 ＰＳＴの支柱での使用に適した周知の対称形空気力学的翼形のうち最も近いも のは、ＮＡＣＡ−００ＸＸ（ＸＸは百分率での翼形の相対厚さ）シリーズの翼形 である。これらの翼形の短所は、高遷音速数Ｍにおける衝撃抵抗の急増にある。 これは、翼形の最大厚さの部分より下流側に位置する領域における翼形の高度の ディフューザ効果によって生じ、圧力衝撃の早期発生のほか、その強さの増加を ももたらす。 本発明の目的は以下の通りである。 ・設計の単純化 ・全寸法の縮小 ・ＰＳＴの軸対称ボディの空気力学抵抗の低減 ・周知の対称形空気力学的翼形、特に（円弧より成る）レンズ状翼形または同値 の相対厚さに関してＮＡＣＡ−００ＸＸシリーズの翼形と比べて、運用範囲数 Ｍ＝０〜０．８５においてより高い臨界マッハ数を有するＰＳＴ支柱用の対称 形空気力学的翼形の輪郭を開発することによる、ＰＳＴの支柱の空気力学抵抗 の低減 ・加熱防氷装置の所要電力の低減 ・設計重量の減少 ・亜音速非機動性航空機向けのＰＳＴにおける迎え角の測定精度の向上。 この技術的成果は、全圧力、静圧および迎え角を測定するための３群のオリフ ィスと、軸対称ボディと、間に配設された空気流路および電熱器を有する防氷装 置設置用支柱とを含む胴体ピトー静圧管を、迎え角測定用オリフィスが、丸みの ある先端部またはテーパ先端部を備える亜音速空気力学翼形として構成されてい る断面を有する支柱に配設され、翼形の先端部からその最大厚さまである程度の 距離をおいて位置するように製作することによって達成される。 胴体センサの空気力学抵抗を大幅に低減するために、軸対称ボディの尾部を、 支柱の最大相対厚さの領域における支柱の空気力学的翼形の個所で終端せしめか つこの翼形に滑らかに結合することができ、高亜音速時の空気力学抵抗を低減す るために、軸対称ボディの尾部はテーパおよびベースカットを有することができ 、そのために、支柱の空気力学的翼形の後縁もベースカットを有することができ る。 測定された静圧に対する胴体または支柱の支持材の影響を補償するために、軸 対称ボディは、円筒部に、静圧測定用オリフィスを配設する膨張部を備えてもよ い。 支柱の空気力学的翼形は、迎え角に対する圧力変化の感応性をさらに高め、迎 え角の範囲を拡大するために、非対称に構成することができる。 防氷装置の所要電力の更なる低減のために、防氷装置の電熱器は支柱の前縁方 向に移動させてもよい。 軸対称ボディの設計の単純化およびその直径の実質的縮小は、迎え角の測定に 使用される圧力測定オリフィスを軸対称ボディにではなく、ＰＳＴの支柱に配設 することによって達成される。設計重量はその直線寸法の立方に比例するので、 同一長さの軸対称ボディの場合、その重量の低減は、ある係数と、原型ＰＳＴお よび提起したＰＳＴの軸対称ボディの直径の平方の差との積として求められよう 。ＰＳＴの迎え角がゼロの場合、軸対称ボディの空気力学抵抗はその中間部の面 積に比例するので、原型ＰＳＴと同じ形態をしていれば、ＰＳＴの空気力学抵抗 の低減も、ＰＳＴおよび原型ＰＳＴの軸対称ボディの直径の平方の差に比例する であろう。しかし、提起したＰＳＴの軸対称ボディの形態は、原型ＰＳＴの場合 にように余計な段（後方に膨張部を伴う円錐の段）がないので、いかなる流れの 剥離も、円錐段以後の何らかの圧力衝撃の発生も生じないであろう。従って、空 気力学抵抗の低減もいっそう大きくなる。軸対称ボディの加熱に要する電力は軸 対称ボディの回転面の面積に比例するので、原型ＰＳＴと比べて、提起したＰＳ Ｔの加熱に要する電力の低減は、（それらの表面温度が同一の場合）原型ＰＳＴ および提起したＰＳＴの軸対称ボディの直径の差に比例する。さらに、加熱装置 の所要電力の低減はＴＥＨの重量低減につながる。 ＰＳＴの支柱は、その断面が、長さＢの翼弦と、上面および下面の輪郭の滑ら かな線によって相互に接続された丸みのある前縁および先鋭化または鈍化された 後縁とを備える亜音速空気力学的翼形の形をとるように構成することができる。 翼形の輪郭の下側部分は、翼形翼弦に関して上側部分と対称である。翼形の前縁 は曲率半径Ｒｃを有し、それは、翼形の最大相対厚さＣがＣ＝０．１４６〜０． １５６の範囲であり、その翼弦に沿って前縁から測定される距離Ｘ＝０．３＊Ｂ 〜０．６＊Ｂに配置されているので、Ｒｃ＝０．０３０＊Ｂ〜０．０３４＊Ｂの 範囲である。翼形輪郭の上側部分の曲率半径は、値Ｒ＝５．５＊Ｂ〜１５．＊Ｂ までほぼ直線的な形をとる輪郭の部分について、丸みのある前縁から値Ｘ＝（０ ．３−０．６）＊Ｂまで距離Ｘが増加するにつれて、翼形翼弦に沿って滑らかに 増 加し、その場合、翼形翼弦から法線に沿って翼形輪郭の上側部分へ上方へ測定さ れる距離Ｙｕはその最大値Ｙｕｍａｘ＝０．０７４＊Ｂ＝０．０７８＊Ｂまで滑 らかに増加する。距離Ｙｕはその後、後縁に向けて滑らかに減少し、曲率半径は 最初にＸ＝０．８２＊Ｂ〜０．９＊Ｂについて値Ｒ＝０．６＊Ｂ〜１．＊Ｂまで 滑らかに減少し、その後Ｘ＝０．９２＊Ｂ〜０．９５＊Ｂまで滑らかに増加する が、この時、輪郭の凸部はその凹部と滑らかに結合されており、さらに輪郭の凹 部の曲率半径は滑らかに減少し、翼形の後縁において値Ｒ＝０．０５＊Ｂ〜０． ５＊Ｂに達し、翼形輪郭の接線とその後縁の翼形翼弦の間の角度はＸ＝Ｂの場合 ３〜６°である。計算結果が示す通り、輪郭の所定の形態およびその翼弦に沿っ た曲率半径は、原型ＰＳＴの翼形（レンズ状）および原型翼形（ＮＡＣＡ００１ ５）の両方との比較において、その翼形の空気力学抵抗の著しい低減を可能にす る。航空機を製造する際には、実際の設計において、翼形輪郭の理論座標は、設 計および製造の全部の段階における偏差が蓄積される、理論座標から翼形輪郭の 各点の実際座標の総偏差によって決定される一定の限界精度を伴ってのみ実現可 能であるので、本発明に対応する翼形輪郭の座標は、表１に示す値の間隔でなけ ればならない。 実際、追加的な設計および空気力学的要求条件が頻繁に発生し、それらは翼形 の相対厚さの比較的小さな変化となり、また、その翼弦に関する上面の輪郭の無 次元縦座標Ｙｕ／Ｂおよび下面の輪郭の無次元縦座標Ｙｌ／Ｂが、本来の相対厚 さの基本翼形の対応する無次元縦座標と、等しい定数因子だけ異なるということ によって表われる。 本発明による翼形の異なる相対厚さへの移行は、その輪郭の縦座標に、輪郭の 上側部分にはＫｕ、下側部分にはＫｌの等しい定数因子を掛けることによって可 能であり、その上面および下面の翼形の前縁の曲率半径はそれらの係数の平方に 比例して変化し、それらの因子の数値は０．８＜Ｋｕ＜１．０７および０．８＜ Ｋｌ＜１．０７の範囲になければならない。ＰＳＴの支柱が、原型ＰＳＴのよう なレンズ状翼形ではなく、丸みのある先端部を有する亜音速空気力学的翼形の断 面であるように構成されることにより、その空気力学抵抗は、計算値が示す通り 、Ｍ＝０．８〜０．９の場合に２〜２．５倍低減できる。 大気圏を飛行中の結氷が流れの減速領域または流れの剥離が生じる領域に主と して作用するということは周知である。そうした領域に流れの剥離を伴う空気流 が発生することによって、先鋭な前縁はしばしば、丸みのある前縁よりも、結氷 を生じやすい。小さい迎え角でさえ前縁からの流れの剥離を伴う空気流が形成さ れるレンズ状翼形とは対照的に、丸みのある先端部を有する亜音速空気力学的翼 形では小さい迎え角で流れの剥離はまったく生じないので、提起したＰＳＴの支 柱は、原型ＰＳＴの支柱よりも結氷を生じにくい。さらに、原型ＰＳＴの支柱の 場合、レンズ状翼形の形の断面を有するということのために、所要の容積が内部 に存在しないので、翼形の先端部の間近に防氷装置の電熱器を配設することは困 難であるか、または、ほとんど不可能である。従って、当該ＰＳＴの電熱器は、 （最も結氷を生じやすい）先端部自体ではなく、翼形の中心付近に配設される。 その結果、先端部の加熱は支柱に沿った熱伝達によらなければならず、それは( 最大５０％と推定される)大きな電力損失の原因となる。提起したＰＳＴでは、 亜音速空気力学的翼形の先端部の半径は十分に大きくとることができるので、電 熱器を直接的に支柱の先端部に配設し、それにより電力損失を２５〜３０％低減 することができる。 丸みのある先端部を有する亜音速空気力学的翼形、特に本発明に従った翼形で は、（圧力衝撃が発生する）臨界マッハ数がレンズ状翼形の場合よりも実質的に 低くできるので、Ｍ＝０．８〜０．９での飛行に設計されたＰＳＴの支柱のスイ ープ角は、提起したＰＳＴでは、原型ＰＳＴの支柱の場合よりも、実質的に小さ くすることができる。そのことは、推定値が示す通り、支柱の高さおよび翼形翼 弦が同一の場合、ＰＳＴの長さの縮小および設計重量の１０〜１５％の利得とな る。 丸みのある先端部を有する亜音速空気力学的翼形では、迎え角の変化に対する 測定圧力の感応性が円錐形の場合よりも実質的に高いので、提起したＰＳＴの迎 え角の測定誤差は、原型ＰＳＴの場合よりも実質的に小さい。 支柱の断面の空気力学的翼形の後縁は、マッハ数に関して、圧力衝撃の発生お よび、最大厚さ地点以後の少ないディフューザ効果による翼形の尾部へのそれら の移動を伴う、Ｍ＝０．８〜０．９での衝撃抵抗の更なる低減のために、ベース カットを備えて構成することができる。また、軸対称ボディの尾部をテーパおよ びベースカットを伴い構成することにより、空気力学的翼形と同様にして、ＰＳ Ｔの衝撃抵抗の低減を可能にする。軸対称ボディの尾部が支柱の翼形の最大厚さ の領域においてテーパが付き始めた場合、局部圧力衝撃の早期発生および空気力 学抵抗の増大につながる強いディフューザが、軸対称ボディ尾部と支柱との結合 領域に形成される。軸対称ボディを、その尾部が、支柱の最大相対厚さの領域に おける、支柱の空気力学的な断面形状の個所で終端し、かつこれと滑らかに結合 するように構成した場合、軸対称ボディおよび支柱の干渉の改善が生じ、また、 付加的なディフューザが存在しないためにＰＳＴの空気力学抵抗のさらに著しい 低減が得られる。支柱の空気力学的翼形が非対称に構成可能であるということに よって、迎え角に対する圧力の感応性が向上し、それにより迎え角の測定精度を さらに高めることができ、しかも、翼形の非対称性により迎え角の範囲を拡大す ることができる。静圧測定に対する支柱による減速効果を補償するために、軸対 称ボディは、円筒部に、静圧測定用オリフィスを配設する膨張部を有することが できる。この膨張部での流れの加速によって、支柱による減速がその加速によっ て補償される領域を見りけることができ、結果的に、上記のオリフィスから精確 な静圧を選定することができる。電熱器が支柱の前縁方向に移動して配置される ので、原型ＰＳＴに比べて、非効率的な熱損失および、加熱に要する電力が著し く低減する。 しかし、本発明の構成は、その付加的な目的および利益とともに、添付図面と 関連して特定の実施態様に関する以下の説明を読むことにより最も良く理解され るであろう。 図１は、提起するＰＳＴの変更態様の１つの側立面図である。 図２は、図１の線Ａ−Ａに沿って得られる断面図である。 図３は、図１によるＰＳＴの上面図である。 図４は、マッハ数Ｍ＝０．８〜０．９での使用を意図した空気力学翼形を備え る支柱を含む、ベースカットを有するＰＳＴの実施例である。 図５は、図４の線Ａ−Ａに沿って得られる断面図である。 図６および７は、テーパを有する軸対称ボディを備え、尾部のベースカットを 有する提起したＰＳＴの変更態様である。 図８は、尾部が、支柱の最大相対厚さの領域で終端し、かつこれと滑らかに結 合するように構成した軸対称ボディを備える本発明の変更態様の側立面図である 。 図９は、図８の線Ａ−Ａに沿って得られる断面図である。 図１０は、図８の線Ｂ−Ｂに沿って得られる断面図である。 図１１は、図８の線Ｃ−Ｃに沿って得られる断面図である。 図１２は、支柱の非対称形空気力学的翼形を備える、提起するＰＳＴの１変更 態様の側立面図である。 図１３は、図１２の線Ａ−Ａに沿って得られる断面図である。 図１４は、図１２によるＰＳＴの上面図である。 図１５は、静圧測定用オリフィスが配設されている膨張部を軸対称ボディが円 筒部に有する、本発明によるＰＳＴの１変更態様の側立面図である。 図１６は、図１５によるＰＳＴの上面図である。 図１７は、支柱の前縁方向に移動された防氷装置の電熱器を備える、本発明に よるＰＳＴの１変更態様の側立面図である。 図１８は、図１７の線Ａ−Ａに沿って得られる断面図である。 図１９は、提起したＰＳＴと半球形頭部を備えるＰＳＴとについて、オリフィ ス２によって検出された全圧力Ｐ２と真の全圧力Ｐｏとの比の変化をマッハ数Ｍ ＝０．８の迎え角の関数としたグラフである。 図２０〜２３は、迎え角、マッハ数Ｍおよび翼形の最大相対厚さＣ／Ｂ（Ｃは 最大厚さ、Ｂは翼形翼弦）の様々な値に関して、レンズ状翼形、ベースカットを 有する空気力学的翼形およびベースカットを備えない空気力学的翼形の抵抗係数 Ｃｄの従属関係の実例を示すグラフである。 図２４は、断面の内容積を一定とした時に、前縁における支柱のスイープが支 柱の断面の翼弦の大きさにどのように影響するかを示すＰＳＴの側立面図である 。ここで以下の呼称を導入する。ＡＢＣＤはスイープχ１および断面ｂ１の翼弦 を有する支柱の縦方向の突出、Ｓ１はその面積；ＡＢ１Ｃ１Ｄ１はスイープχ２ ＞χ１および翼弦ｂ２＝ｂ１を有する支柱の縦方向の突出、その面積ＳＡＢ１Ｃ １Ｄ１＞ＳＡＢＣＤ、ＡＢＣ１Ｄ２はスイープχ２を有する支柱の縦方向の突出 、その面積ＳＡＢＣ１Ｄ２＝ＳＡＢＣＤ、その翼弦ｂ３＞ｂ１；Ｖは流量、Ｖ⊥ およびＶ‖はそれぞれ前縁に垂直および平行な速度成分である。 図２５は、提起したＰＳＴおよび、迎え角測定用オリフィスが軸対称ボディの 円錐部に配設されている原型ＰＳＴに関して、迎え角を決定するための角較正係 数ａｅ_α＝（Ｐ６−Ｐ７）／（Ｐ２−Ｐ３）の従属関係を示すグラフであり、こ の時、Ｐｉは対応するｉ個のオリフィスにおいて測定される圧力であり、２およ び３はそれぞれ、提起したＰＳＴおよび原型ＰＳＴの両者の軸対称ボディの先端 部および円筒部に配設されたオリフィスを示し、数字６および７は、提起したＰ ＳＴの支柱のまたは、原型ＰＳＴの場合には軸対称ボディの円錐部のオリフィス を示す。 図２６は、支柱の対称形および非対称形空気力学的翼形に関する従属関係の比 較を示すグラフである。 図２７および２８は、本発明の翼形の基本要素を示す図および、その翼形とＮ ＡＣＡ−００１５翼形との対比を示す図である。 図２９は、本発明に従って設計された翼形の翼弦に関する翼形翼弦に沿った曲 率Ｋ（曲率半径の逆数）の分布を示す。 図３０は、本発明の翼形および原型翼形の衝撃抵抗係数Ｃｄｗの計算された大 きさの比較を示すグラフである。 図３１ａ〜３１ｇは、支柱の変更態様の略断面図を示す。 胴体ピトー静圧管（図１）は、先端部に全圧力測定用オリフィス２が配設され 、縦方向表面に静圧測定用オリフィス３が配設されている軸対称ボディ１を含む 。防氷装置のＴＥＨ４は軸対称ボディ１内部に配置されている。軸対称ボディは 支柱５に取り付けられており、支柱は、迎え角測定用オリフィス６および７が先 端部から最大厚さまである距離をおいて配設されている丸みのある先端部を有す る亜音速空気力学的翼形の形状をしており、支柱内部にはＴＥＨ８が配設されて いる。オリフィスの予備とするために、各事例で複数のオリフィス６および７を 翼形の上面および下面に配設することができる。ＰＳＴはフランジ９によって胴 体に据え付けられる。オリフィス２、３、６および７からの圧力は空気流路１０ およびノズル１１によってＰＳＴから導出され、ＰＳＴの軸対称ボディおよび支 柱の加熱は電気コネクタ１２を通じて電熱器４および８によって行われる。 胴体ピトー静圧管は以下のようにして動作する。オリフィス２、３、６および ７によって検出された圧力は、ノズル１１を経て、それらの圧力を電気信号に変 換する変換器ブロックに伝達される。それらの電気信号は情報処理ブロックに送 信され、そこで流れ（飛行）パラメータＰｏ、Ｐｓおよびαが較正従属関係に従 って決定される。電力は電気コネクタ１２を通じてＴＥＨ４および８に供給され 、測定値を大きく乱したり、オリフィスの障害およびＰＳＴの故障につながり得 る、結氷を防止する。ＴＥＨ４および８は、軸対称ボディ１および支柱５の外被 ならびに空気流路１０を加熱し、それらは原則として高熱伝導性材料（例えば、 ニッケル）で製造されている。ＴＥＨの出力および供給電力は、軸対称ボディ１ およ び支柱５の表面ならびにオリフィス２、３、６および７における結氷を防止する ように選定される。 支柱５の空気力学的翼形は、Ｍ＝０．８〜０．９の数において空気力学抵抗を さらに低減するためにベースカット１３を備える（図５）。 軸対称ボディ１の尾部は、空気力学抵抗をさらに低減するためにテーパおよび ベースカット１４を備えて構成されている（図６および７）。 軸対称ボディの尾部は、軸対称ボディ１と支柱５との間の干渉を改善すること によって空気力学抵抗をさらに低減するために、空気力学的翼形の最大相対厚さ の領域Ｃ（図８〜１１）において終端せしめられ、かつこれと滑らかに結合して いる。 支柱の非対称形空気力学的翼形は、迎え角の変化に対する感応性をより高める ことによって、その測定精度を向上させるとともに、迎え角の測定範囲を拡大す るために、適用可能である（図１２〜１４）。 測定された静圧に対する支柱からの減速効果を補償するために、軸対称ボディ １は、静圧測定用オリフィス３を配設する膨張部１５を円筒部に設けることがで きる（図１５、１７）。 防氷装置の所要電力をさらに低減するために、電熱器８は支柱５の前縁方向に 移動させることができる（図１７、１８）。 ＰＳＴの支柱に、前縁からＸ＝０．３＊Ｂ〜０．６＊Ｂの距離に配置される最 大厚さの断面の軸に対して垂直である翼形を利用することが都合よく、そうした 翼形は、可能な限り膨らみのある前縁部および中間部を備え、その翼形の許容相 対厚さの所定の範囲について最大の臨界マッハ数および、α＝１８〜２０％まで の限界値内の作業迎え角の適切な範囲を有する。本発明に従った空気力学的翼形 はそうした要求条件を満たす。 図２７および２８は、本発明に従った空気力学的翼形を図示しており、上面１ ８と下面１９の輪郭の滑らかな線によりつながっている、丸みのある前縁１６お よび先鋭化または鈍化された後縁１７を備えており、その前縁１６は、０．０３ 〜０．０３４の範囲にある、その翼弦Ｒｃ／Ｂに関する翼形の上面と下面の曲率 半径によって構成される。翼形の最大相対厚さは約０．１５であり、その前縁か ら０．３＊Ｂ〜０．６＊Ｂの距離に配置されており、また、その前縁から翼形翼 弦に対してＸ／Ｂの距離における、翼形翼弦に関し法線に沿って位置する、上面 および下面の輪郭の縦座標Ｙｕ／ＢおよびＹｌ／Ｂは、表１に記載した範囲で配 置されている。表１に記載した翼形の上面および下面の縦座標の範囲は、それぞ れの理論値からの、実際の座標の設計上／技術上の許容偏差にほぼ合致する。本 発明による翼形の平滑性は、その輪郭の曲率における連続的かつ滑らかな変化を 保証する。翼形翼弦に沿った輪郭（大きさ、逆曲率半径）の曲率の分布は、輪郭 の上部（曲線２０）および輪郭の下部（曲線２１）について図１４に提示してあ る。 本発明に従ったＰＳＴの支柱に適用されたこの翼形の設計上の利益は、その先 端部および中間部の適切な肥厚性を保証することであり、それにより実質的に、 翼形輪郭におけるＰＳＴの空気流路および加熱器の配設がしやすくなる点にある 。 図２９および３０も、発明が提起した翼形２２および原型翼形２３に関する衝 撃抵抗の大きさの計算推定値を示しており、提起した翼形の顕著な有利さを例証 している。 この翼形の基本的な空気力学的長所は、本発明によるＰＳＴの支柱に使用した 場合に、近似の相対厚さの周知の類似翼形と比べて臨界マッハ数の値が増加する ことであり、それは、ＰＳＴの支柱の適度なスイープ角と関連して、亜音速民間 航空機の特徴である運用飛行速度範囲におけるその限界値未満での運用を可能に する。本発明による翼形のすぐれた空気力学効率は、その輪郭の平滑性および、 基本的な幾何学形状パラメータ（その翼弦から翼形輪郭の各点の距離の上記の大 きさ、曲率半径および輪郭との接線の傾斜角）の合理的な組合せによるものであ る。本発明による翼形輪郭の形態は、翼形の前縁部において、Ｍ＝０．２〜０． ５の範囲で最大翼形揚力の場合に（原型ＮＡＣＡ００ＸＸと比べて）同値の迎え 角の時に低い流れの膨張の大きさのレベルを得て、対応して、より大きな範囲の 剥離のない翼形流れを得るように決定される。その場合、「緩勾配」分布に近い 圧力分布は、遷音速範囲において実現し、（原型に比べて）より弱い圧力衝撃を 有し、それにより１．５〜３倍低い衝撃抵抗の値を示す。 亜音速非運動性航空機において本発明を使用することにより、以下のことが得 られる。 ・設計の単純化 ・全寸法の縮小 ・空気力学抵抗の低減 ・ＰＳＴの防氷装置の所要電力の低減 ・重量の減少 ・迎え角の測定精度の向上 上記のことは以下により実証できる。 １．設計の単純化は、迎え角を求める基礎となる圧力を取得するオリフィスを 、全圧力および静圧を取得するオリフィスも配設されるＰＳＴの軸対称ボディで はなく、ＰＳＴの支柱に配設することによって達成される（図１〜３）。ＰＳＴ の設計飽和度は、空気流路が上記のオリフィス群の各々から離れて存在し、また 、防氷装置の電熱器を軸対称ボディおよび支柱内部に配設する必要もあるため、 極めて高い。迎え角測定用オリフィスを軸対称ボディから支柱に移した結果、設 計飽和度は低減し、軸対称ボディおよび、支柱とともに提起したＰＳＴ全体の構 成が著しく単純化する。 ２．迎え角を求めるための圧力を取得するオリフィスを軸対称ボディから支柱 に移した結果、軸対称ボディの直径は実質的に縮小する（図１〜３）。実施した 設計調査では、提起したＰＳＴの軸対称ボディの直径が、原型ＰＳＴに比べて約 ２５％縮小できる（内部空気流路および電熱器の同一直径に関して。これは軸対 称ボディに円錐部が存在しないという理由だけによる）ことが示されている。 さらに、提起したＰＳＴの軸対称ボディに円錐部が存在しない結果、原型ＰＳ Ｔの静圧測定用オリフィスの配設領域において実施されている補助的な支持がな くなる。その結果、（補正を導入しない）同一の静圧測定精度の場合、支柱まで の軸対称ボディの長さ（図１〜３）は、提起したＰＳＴでは、原型ＰＳＴにおけ るよりも短縮することができる。推定によれば、この長さの短縮は約２０％であ る。 全寸法（ＰＳＴの長さ）の縮小を促すもう一つの要因は、丸みのある先端部を 有する亜音速空気力学的翼形を支柱に適用したことであり、その結果、支柱の前 縁のスイープ（図２４）を実質的に低減できる（詳細は第３項を参照）。その結 果、支柱が同一高さで、ＰＳＴを同一のマッハ数に調整した場合に、支柱の長さ は５〜７％短縮でき、ＰＳＴ（支柱を伴う軸対称ボディ）の全長は２５〜２７％ 縮小することが可能になる。 ３．軸対称ボディの空気力学抵抗は、式Ｄ＝Ｃｄ・ｑ・Ｓ（ここで、Ｃｄは抵 抗係数、ｑは動圧、Ｓは特性面積である）によって表現できる。ＰＳＴの軸対称 ボディの特性測度は、その中間部の面積Ｓ＝πｄ²／４（ここで、ｄは中間部の 直径である）として得られるであろう。従って、提起したＰＳＴの軸対称ボディ が原型ＰＳＴの軸対称ボディと幾何学形状に関して類似であるならば(すなわち 、同一の大きさのＣｄを保持する場合)、提起したＰＳＴの軸対称ボディの抵抗 は、直径ｄが２５％縮小する（上記第２項参照）結果、同一の動圧の場合（すな わち、同一の大きさの速度Ｖおよびマッハ数Ｍの場合）に約４５％低減するであ ろう。しかし、提起したＰＳＴの軸対称ボディの形態には付加的な段（原型ＰＳ Ｔの場合のように、直径の連続的膨張を伴う円錐部）がないので、いかなる流れ の剥離も、円錐部以降の圧力衝撃の生起も呈することはない。従って、推定値が 示すように、提起したＰＳＴの軸対称ボディの抵抗係数の大きさは、約７〜１０ ％低減できる。その結果、提起したＰＳＴの軸対称ボディの抵抗Ｘは、原型ＰＳ Ｔの約５０％である。 提起したＰＳＴの支柱が、前縁に垂直なその断面（図１〜３）が丸みのある先 端部を有する亜音速空気力学的翼形、詳細には原型ＰＳＴのようなレンズ状翼形 ではなく本発明に従った空気力学的翼形の形態をとるように構成されているとい うことによって、Ｍ＝０．８〜０．９の場合の当該翼形の空気力学抵抗は、計算 値が示す通り（図２０）、２〜２．５倍低減することができる。支柱は、マッハ 数に関して、危機の始まり（圧力衝撃の発生）および、したがって衝撃抵抗の低 下を遅らせるために、前縁および後縁に湾曲を伴って構成することができる。し かし、圧力衝撃が発生する臨界マッハ数Ｍがレンズ状翼形の場合よりも丸みのあ る先端部を有する特殊な亜音速空気力学的翼形を備える翼形の場合のほうが相当 大きくなるということの結果、亜音速空気力学的翼形を備える支柱のスイープは 、レンズ状翼形の支柱の場合よりも著しく小さくすることができる。計算値によ れ ば、Ｍ＝０．９の場合、前縁での支柱の湾曲は、原型ＰＳＴに比べて、提起した ＰＳＴでは７〜１０°低減可能であることが示されている。圧縮された気体空気 流が支柱周辺を流れる時、後縁に垂直な速度成分Ｖは衝撃抵抗に影響を及ぼす( 図２４)。結果的に、空気流路および電熱防氷装置の各系統に要求される支柱の 各断面の同一内容積および、危機の始まり（図２１）（衝撃抵抗の急増）に最も 強く影響する翼形の同一の相対厚さＣを保持する場合、支柱の縦方向表面積を著 しく減少させることができ、それによりその重量に関して相当の利益が得られる 。計算値および設計調査によれば、この支柱の重量の低減は、提起したＰＳＴの 場合、原型ＰＳＴに比べて約２０％であることが示されている。 所定の迎え角の場合、丸みのある先端部を備える亜音速空気力学的翼形の形態 である断面を有する支柱を備える提起したＰＳＴは、レンズ状翼形の形の支柱断 面を有する原型ＰＳＴに比べて、抵抗に関しても著しい利益を有する。所定の迎 え角の場合、レンズ状翼形では流れは鋭利な前縁からの流れの剥離を伴って生じ るので、そうした翼形の抵抗係数は、剥離しない流れが比較的大きな迎え角（α ＝１８°）まで実現し、Ｃｄが著しく小さい（図２２参照。ここで、当該ＰＳＴ のＣｄ（α）は例えばＭ＝０．１の場合に得られる）、丸みのある先端部を備え る亜音速空気力学的翼形の場合よりも相当大きい。上記の抵抗の低減は、この場 合、極めて低いマッハ数および高マッハ数の両方の場合に生じる。 提起したＰＳＴの支柱の亜音速空気力学的翼形は、マッハ数に関して、衝撃抵 抗の急上昇をより大幅に遅らせるために、ベースカットを備えて構成される（図 ４、５）。翼形にベースカットが存在する結果、翼形の最大相対厚さと尾部との 間の領域に、小型のディフューザを実現できる。それは、ベースドラッグのわず かな増大と共に、翼形に関する臨界マッハ数の実質的な増加および高マッハ数に おける衝撃抵抗の急上昇の遅延を可能にし、それにより高マッハ数での衝撃抵抗 の低減を可能にする。その従属関係Ｃｄ（Ｍ）は、ベースカットを備える場合と 備えない場合の空気力学的翼形について図９ｄに例示されている。図からわかる 通り、ベースプレッシャーの若干の増加（例えば、Ｍ＝０の場合のＣｄ参照）に もかかわらず、Ｍ＝０．９の計算値の場合には、ベースカットを有する空気力学 的翼形のほうが、ベースカットを備えない空気力学的翼形よりも実質的に低い抵 抗係数を有する。上述のことと同様に、提起したＰＳＴの支柱は、それにベース カットを有する空気力学的翼形を使用した結果、レンズ状翼形の原型ＰＳＴの支 柱によりも３〜５°小さい後縁の湾曲を有することができ、それはさらに、計算 値および実施した設計調査が示す通り、設計重量における約１０％の低減が得ら れる。 行った計算値が示す通り、Ｍ＝０．８〜０．９における空気力学抵抗係数の更 なる低減は、軸対称ボディの尾部にテーパおよびベースカットを施して構成する （図６、７）ことにより得られる。軸対称ボディの抵抗係数の１０〜１５％の低 減という肯定的な効果は、この場合、ベースカットを有する空気力学的翼形の上 述の例と同様、軸対称ボディの尾部におけるディフューザ効果の低減によっても 達成できる。 提起したＰＳＴでの空気力学抵抗の付加的な低減は、軸対称ボディを、その尾 部が、支柱の最大相対厚さの領域で空気力学的翼形の個所で終端せしめられ、か つこれと滑らかに結合される（図８〜１１）ように形成することによって確保で きる。この場合、肯定的な効果は、ＰＳＴの軸対称ボディの尾部および支柱の基 本的な干渉の組織化によって得られる。この場合、軸対称ボディのテーパのかか った尾部と支柱の翼形の尾部との結合領域においていかなる余計なディフューザ も存在しないので、流れの剥離の発生および局部圧力衝撃を回避することができ る。推定値が示す通り、ＰＳＴ全体の抵抗はさらに１０〜１５％低減できる結果 となる。 ４．提起したＰＳＴの軸対称ボディの加熱防氷装置の所要電力も原型ＰＳＴの 軸対称ボディに比べて実質的に低減できる。軸対称ボディの放熱が同じで、同一 の表面温度とした場合、所要電力は、その縦方向表面の面積πｄｌに比例する。 すなわち、ＰＳＴの直径ｄおよび長さｌに直線的に依存する。第２項に従えば、 提起したＰＳＴの軸対称ボディの直径ｄは２５％縮小でき、その長さは２０％短 縮できるので、防氷装置の所要電力の全体的低減は、原型ＰＳＴの軸対称ボディ に比べて約４０％である。提起したＰＳＴの軸対称ボディの防氷装置の所要電力 の低減とともに、支柱の加熱に要する電力も実質的に低減される。これは２つの 事情に関係している。第１は、提起したＰＳＴでは、ＰＳＴの支柱の亜音速空気 力学的翼形の丸みのある先端部の周辺に剥離のない流れが実現し、その結果、提 起したＰＳＴの支柱の前縁部は、レンズ状翼形を有する原型ＰＳＴの支柱よりも 結氷を受けにくい。それ故、推定値は、支柱の加熱に要する電力を１５〜２０％ 低減できることを示している。第２の事情は、丸みのある先端部を有する亜音速 空気力学的翼形を備える提起したＰＳＴの支柱では、その内容積のために、最も 結氷を受けやすい空気力学的翼形の先端部に電熱器を直接配設することができる （図１７、１８）、という事実と関係している。結果的に、非効率的な熱損失が 実質的に削減される。計算値および実施した設計調査によれば、それ故、支柱の 加熱に要する電力をさらに２０〜２５％低減できることを示している。さらに、 第３項で指摘したように提起したＰＳＴの支柱の前縁における湾曲の縮小によっ て、その基部から軸対称ボディまでの支柱前縁部の範囲で、すなわち加熱を要す る面積において、ある程度の低減が得られる。その結果、防氷装置の所要電力に おいて約５％の更なる低減となる。最終的に、提起したＰＳＴの防氷装置の所要 電力は、原型ＰＳＴに比べて４０〜４５％低減される。 ５．提起したＰＳＴの重量低減は、第２項および第３項に示した、軸対称ボデ ィの中間部の寸法の縮小および、湾曲の縮小の結果としての支柱の縦方向表面の 面積の縮小によって得られる。さらに、電熱器の所要電力の低減（第４項参照） も、電熱器の範囲およびそれらの重量の減少につながる。計算値および実施した 設計調査が示す通り、提起したＰＳＴの設計重量は、上記の事情により、原型に 比べて２５〜３０％低減できる。 ６．原型ＰＳＴに比べて提起したＰＳＴでの迎え角の測定精度の向上は、迎え 角を求めるための圧力を取得するためのオリフィスを軸対称ボディの円錐部では なく、亜音速空気力学的翼形の形態の断面を有する支柱に、翼形の先端部からそ の最大厚さまで距離をおいて配設する、という事実の結果として達成される。図 １１に示す、実験データにもとづいて得られた角係数ａｅ_α（α）の従属関係か ら明白であるが、α＝０〜２０％の迎え角の範囲における空気力学的翼形でのオ リフィスの導関数ｄａｅ_α／ｄαは、原型ＰＳＴの軸対称ボディの円錐表面に配 設されたオリフィスの場合よりも実質的に大きい（８倍）。迎え角の確定におけ る誤差は、式δα＝ｄα／ｄａｅ_α・δｐ／ｑ（ここで、ｑは動圧、δｐは圧力 降下Ｐ７−Ｐ６の測定誤差である）により記述できる。従って、Ｍ＝０．２につ いて実際の圧力変換器での誤差がｐ＝０．１５ｍｍＨｇとした場合、提起したＰ ＳＴでの迎え角度測定誤差は上記の迎え角範囲で０．０５°の大きさとなるのに 対し、原型ＰＳＴの場合、その数字は０．４°であるる。従って、提起したＰＳ Ｔの迎え角の確定精度は８倍向上する。迎え角の測定精度の更なる向上は、支柱 の非対称形空気力学的翼形の適用によって得られる（図２６）。 図３１ａ〜３１ｇは、ＰＳＴの支柱の変更態様の略断面図を示す。図示の通り 、図３１ａ〜３１ｃは、テーパ先端部を備える多角形の支柱翼形であり、超音速 気流に有利に適用可能である。図３１ｄは、テーパ先端部を備えるが、曲線輪郭 である支柱を示す。 図３１ｅ〜３１ｇは、丸みのある先端部を備える支柱の断面を示している。図 ３１ｆはＮＡＣＡ００１５翼形を示す。図３１ｇは、図５に従った最適化された 支柱断面である。 このように、ここで提示した計算および実験調査および設計調査の結果は、上 述の全部のパラメータおよび特性に関して、提起したＰＳＴの原型ＰＳＴに対す る有利さを明白に示している。 原則的に航空機には複数のこうしたＰＳＴが存在するので、それは、重量およ び空気力学抵抗の顕著な低減および、迎え角の測定精度の同時的な向上と共に所 要電力の節減をもたらす。こうしたことすべてにより、提起した胴体ピトー静圧 管の競争力は実質的に高くなる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 ノルト−ミクロ エレクトロニーク ファ インメヒァニク アクチエンゲゼルシャフ ト ドイツ連邦共和国 デー―60388 フラン クフルト アム マイン ヴィクトール― スロトーシュ―シュトラーセ 20 (72)発明者 ボズダエフ、イエフゲニー セメノヴィッ チ ロシア連邦 モスコウ ピーアール 30 ／32 クツゾーフスキー アパートメント 221 (72)発明者 ケーラー、ハインツ−ゲルハルト ドイツ連邦共和国 デー―61137 シェー ネック プファルガッセ 11 (72)発明者 ゴロフキン、ミハイル アレクセーヴィッ チ ロシア連邦 エム デー ズコフスキー ユーエル バゼノヴァ ５ アパートメン ト 36 ビルディング １ (72)発明者 ゴロフキン、ウラジミール アレクセーヴ ィッチ ロシア連邦 エム デー ズコフスキー ユーエル ドゥギナ 17 アパートメント 50 (72)発明者 ニコルスキー、アレクサンドル アレクサ ンドロヴィッチ ロシア連邦 エム デー ズコフスキー ユーエル ロモノソヴァ ７／エイ (72)発明者 エフレモフ、アンドライ アレクサンドロ ヴィッチ ロシア連邦 エム デー ズコフスキー ユーエル フェドトヴァ ７ アパートメ ント 32 (72)発明者 グスコフ、ヴァレンティン イヴァノヴィ ッチ ロシア連邦 モスコウ ピーアール 14 ミチュリンスキー アパートメント 21

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．全圧力、静圧および迎え角を測定するための３群のオリフィスと、軸対称ボ ディと、間に配設された空気流路および電熱器を有する防氷装置を取り付けるた めの支柱とを含む胴体ピトー静圧管であって、迎え角測定用オリフィスが、丸み のある先端部またはテーパ先端部を備える亜音速空気力学的翼形の形態で構成さ れている断面を有する支柱に配設され、かつ、翼形の先端部とその最大厚さの位 置との間に配設されていることを特徴とする胴体ピトー静圧管。 ２．支柱断面の空気力学的翼形の後縁がベースカットを有することを特徴とす る請求項１記載の胴体ピトー静圧管。 ３．軸対称ボディの尾部がテーパおよびベースカットを有することを特徴とす る請求項１記載の胴体ピトー静圧管。 ４．軸対称ボディの尾部が、成端され、支柱の空気力学的翼形とその最大相対 厚さの領域において滑らかに結合されていることを特徴とする請求項１記載の胴 体ピトー静圧管。 ５．支柱の空気力学的翼形が非対称形であることを特徴とする請求項１記載の 胴体ピトー静圧管。 ６．軸対称ボディが、円筒部に、静圧測定用オリフィスを配設する膨張部を備 えることを特徴とする請求項１記載の胴体ピトー静圧管。 ７．防氷装置の電熱器が支柱の前縁方向に移動されていることを特徴とする請 求項１記載の胴体ピトー静圧管。 ８．長さＢの翼弦と、丸みのある前縁と、先鋭化または鈍化された後縁とを有 する空気力学的翼形であり、前縁および後縁は、翼形の翼弦の両端に配置されて おり、かつ、翼形輪郭の上部および下部の滑らかな線によって相互に接続されて いる、前記空気力学的翼形であって、その前縁がＲｃ＝０．０３＊Ｂ〜０．０３ ４＊Ｂの範囲である輪郭Ｒｃの上部および下部の各点の曲率半径を有することと 、翼形の最大相対厚さＣが０．１４６〜０．１５６の範囲であり、その翼弦に沿 って翼形の前縁から測定してＸ＝０．３＊Ｂ〜０．６＊Ｂの距離のところに配置 されていることと、翼形の長さに関して、輪郭の上部の各点の縦座標Ｙｕ／Ｂお よび輪郭の下部の点の縦座標Ｙｌ／Ｂが、その翼弦に沿って翼形の、翼形の前縁 か ら測定される相対距離Ｘ／Ｂに位置しており、下記の表に記載した範囲にあるこ とを特徴とする空気力学的翼形。 ９．翼形輪郭の上部および下部の曲率半径が、値Ｒ＝５．５＊Ｂ〜１５．＊Ｂ までほぼ直線的な形をとる輪郭の部分について、丸みのある前縁から値Ｘ＝０． ３＊Ｂ〜０．６＊Ｂまで距離Ｘが増加するにつれて、翼形翼弦に沿って滑らかに 増加するものであり、その場合、翼形翼弦から法線に沿って翼形輪郭の上部へ上 方へ測定される距離Ｙｕはその最大値Ｙｕｍａｘ＝０．０７４＊Ｂ＝０．０７８ ＊Ｂまで滑らかに増加し、距離Ｙｕはその後、後縁に向けて滑らかに減少し、曲 率半径は最初にＸ＝０．８２＊Ｂ〜０．９＊Ｂについて値Ｒ＝０．６＊Ｂ〜１． ＊Ｂまで滑らかに減少し、その後Ｘ＝０．９２＊Ｂ〜０．９５＊Ｂまで滑らかに 増加し、この時、輪郭の凸部はその凹部と滑らかに結合されており、さらに輪郭 の凹部の曲率半径は滑らかに減少し、翼形の後縁において値Ｒ＝０．０５＊Ｂ〜 ０．５＊Ｂに達し、翼形輪郭の接線とその後縁の翼形翼弦の間の角度はＸ＝Ｂの 場合３〜６°であり、輪郭の下部は翼形翼弦に関して上部と対称であることを特 徴とする、滑らかに変化する曲率を有する輪郭によって形成される請求項８記載 の空気力学的翼形。 １０．翼弦に関する上面の輪郭の無次元縦座標Ｙｕ／Ｂおよび下面の輪郭の無次 元縦座標Ｙｌ／Ｂが、請求項８に記載の翼形の対応する無次元縦座標と、上面に ついてＫｕ、下面についてＫｌの一定の等しい数値因子だけ異なっており、また 、翼形翼弦に関する上面の翼形の前縁の無次元曲率半径Ｒｕ／Ｂおよび下面の翼 形の前縁の無次元曲率半径Ｒｌ／Ｂが、請求項８に記載の翼形の上部および下面 の前縁の対応する無次元曲率半径と、上記の一定の等しい数値因子の平方だけ異 なっており、上記因子の数値が０．８＜Ｋｕ＜１．０７および０．８＜Ｋｌ＜１ ．０７の範囲であることを特徴とする請求項８記載の空気力学的翼形。