JP2002530244A - 流体流の物理的パラメータ測定用改良型プローブ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 全体としてプローブの後方に向かう流体流の物理的パラメータを測定するための少なくとも１つのセンサ（Ｃ）を担持する構造（１０，２０）を含むプローブ（Ｓ）である。前記構造が前縁（２２）を有する部分（２０）を含み、前記前縁が全体としてセンサの前端にあって渦を形成する形状を有している。またセンサが前記渦の軸線区域（Ｌ）中にある。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】

本発明は流体流の物理的パラメータを測定するためのプローブに関するもので
ある。

【０００２】 本発明は特に航空力学の分野において、航空機の胴体の周囲を流れる空気また
は航空機のジェットエンジンの圧縮段階に入る空気の温度の測定のために有利に
適用される。

【０００３】

【従来の技術】

先行技術においては、空気温度測定のために航空機の胴体の壁体またはエンジ
ン空気取り入れ口に搭載されるプローブが公知である。このようなプローブは、
０℃よりはるかに低い温度の環境および高度において、また過冷された水分子を
装入された雰囲気の中で作動するように設計されている。

【０００４】 このようなプローブの動作に固有の問題点は、これらのプローブがその検出要
素の近傍における氷の形成と堆積を防止する手段を有しなければならない事であ
る。実際に、このような氷の堆積はプローブの実行する測定を誤らせる。

【０００５】 氷の堆積を防止する問題に対する先行技術の解決法は、検出要素の近傍の部品
を加熱し、このような加熱による系統的測定誤差を修正することである。

【０００６】 このような方法は一般に比較的少量の過冷水（例えば、過冷水１．２５ｇ以下
毎空気立方メートル）を含有する環境における温度測定には許容されるが、これ
より高い水分含有量の雰囲気中においてプローブを正確に解氷するにはそれ自体
不適当である。

【０００７】 この場合に解氷を保証する唯一の方法は強く加熱することであるが、氷の融解
は水滴の流れを生じ、この水滴流が検出要素の上を流れる際にこの検出要素と接
触してプローブの実行する測定を誤らせる。

【０００８】 また強い加熱は電力消費の対応のコストを著しく増大させるので経済的に実行
可能な方法ではない。

【０００９】 加熱と共に使用される他のプローブ解氷法は、プローブの回りの空気流の中に
含有される過冷水粒子の大部分がプローブの検出部品からそれるようにするため
、これらの水粒子の軌跡を最大限片寄らせるようにプローブの形状を決定するこ
とである。

【００１０】 従って、空気がプローブの回りを流れる際に、水粒子の一部のみが入る内部通
路の中に検出要素が収容されるように成されたプローブが存在する。しかしこの
ような方法においては、検出要素に電力を供給してこの要素の発生する信号を収
集するため電気ケーブルを接続する複雑な構造を備える必要があるので、プロー
ブの製造工程を複雑にする欠点がある。

【００１１】 さらにこの場合、空気流の一部のみが入り、従って空気流によって少ししか通
気されない通路の中に検出要素が配置されるので、これは検出要素が高感度を有
しなければならない事を意味し、またこれは検出要素のコストを高め検出要素を
脆弱にする（これは例えばセラミック測定要素の使用の場合）。

【００１２】 他の先行技術のプローブは翼輪郭の厚さを通して斜方向に延在するダクトの中
に検出要素を備えたエーロフォイル輪郭を有する。このプローブ中の検出要素は
プローブ周囲の空気本流に対して二次的な空気流の中に配置され、この二次空気
流は空気本流よりもはるかに少ない水粒子を搬送する。プローブの穏和な加熱だ
けで、このプローブは比較的高い水分を有する比較的低温の環境の温度を確実に
測定することができる。

【００１３】 本発明の目的は、前述の先行技術に対して著しく改良を加えて、より広い温度
範囲と水分範囲にわたって作動することができ製造コストと作動コストが低減さ
れた信頼度の高いプローブの製造を可能とするにある。

【００１４】

【課題を解決するための手段】

前記の目的を達成するため、本発明は全体としてプローブの後方に向かう流体
流の物理的パラメータを測定するための少なくとも１つのセンサを担持する構造
を含むプローブにおいて、前記構造が前縁を有する部分を含み、前記前縁が全体
としてセンサの前端にあって渦を形成する形状を有し、またセンサが前記渦の軸
線区域中にある事を特徴とするプローブを提供する。

【００１５】 本発明によるプローブの好ましいが非限定的な特徴は下記である。

【００１６】 ・前記構造部分が前記渦を流体流から遮蔽する、 ・前記センサは熱電対または特に白金から成るＰＴＣ抵抗（正の温度係数抵抗
）を含む温度センサである、 ・前記構造部分がその下側面と上側面とを画成するように、流体流の主方向に
対して非ゼロの迎え角をもって取付けられる、 ・前記非ゼロ迎え角が１５゜乃至４５゜の範囲内にあり、好ましくは近似的に
３０゜である、 ・前記構造部分が半デルタ翼の全体形状を有する、 ・前記半デルタ翼は３５゜乃至６５゜の範囲内の、好ましくは近似的に５０゜
の前進角を有する、 ・前記構造部分が本質的に平坦である、 ・前記構造部分がその下側面とその前縁との間にテーパ区域を有するので、前
記前縁が鋭く成されている、 ・前記センサが前記構造部分の上側面の近傍において本質的に直線的に延在し
、前記上側面に対して第１角度片寄を成し、前記上側面の平均面に対するセンサ
の投影はこの面の中において、構造部分の前縁に対して第２角度片寄を成す、 ・前記の角度片寄はそれぞれ５゜乃至２０゜の範囲内の値を有する、 ・前記構造部分はヒータ手段を含む、 ・前記構造部分はそれぞれ下側面と上側面に対応する２枚のプレートを含み、
これらのプレートの間に配置された抵抗線が前記のヒータ手段を成し、また前記
２枚のプレート間のギャップはロウ付け合金によって充填されている、 ・前記構造部分の下側面に対応するプレートの伝熱率は前記構造部分の上側面
に対応するプレートの伝熱率より高い、 ・前記構造部分は流線型支柱上に搭載される。

【００１７】

【発明の実施の形態】

以下、本発明を図面に示す実施例について詳細に説明するが、本発明はこれら
の実施例によって限定されるものではない。

【００１８】 図１ａ乃至図１ｄは速度Ｖ∞の流体流の中に配置されたプローブＳの断面図で
ある。説明を理解しやすくするため、プローブに対する固定ＸＹＺ軸系をこれら
の図に図示のように定義する。この軸系において、 ・流体はＸ軸に対して平行に上流から下流に向かう方向においてプローブに衝
突する。

【００１９】 ・Ｚ軸はプローブの取付けられた航空機の壁体部分（図示されていない）に対
して垂直である。

【００２０】 プローブＳは支持体１０を含み、この支持体に対して半デルタ翼の全体形状を
有する翼２０が固着されている。図１ｄは流体流の中に迎え角αに配置された翼
２０を示す。

【００２１】 支持体１０は本質的にプレート１００と、このプレートに対して固着され翼を
担持する支柱１０２とから成る。

【００２２】 プレート１００はこのプレートを航空機の胴体またはジェットエンジン空気吸
引口の取付け壁体と同一レベルに取付けるための孔１０１を含む。

【００２３】 支柱１０２はプレートの表面１０００に対して固着（例えば溶接）され、この
プレート１００の外側面は取付けられた時に航空機の壁体と同一レベルになる。

【００２４】 支柱１０２は航空機の上を流れる境界層の外側に翼２０を保持し、その抗力を
低減するためにＸ軸方向に流線形輪郭を有する。

【００２５】 図１ａ乃至図１ｄのダイヤグラムにおいて、支柱１０２は全体としてＺ軸方向
に延在し、取付けプレート１００に隣接した第１部分１０２０を有し、この第１
部分１０２０から第２部分１０２１が延在し、この第２部分１０２１は流線型で
あるがＸＹ面において別の断面を有し、また前記第２部分１０２１からプレート
１０２２が延在し、このプレート１０２２に対して翼２０が固着されている。

【００２６】 さもなければパイロン１０２は一体部品として形成され、この部品は図２ａ，
図２ｂ、図３に図示の２つの実施態様のようにＺ軸方向に実質的に一定の断面を
有する。

【００２７】 支持体プレート１００と反対側の支柱１０２の末端は翼２０を担持し、この翼
は支持体１０と共に剛性組立体を成す。

【００２８】 前述のように、翼２０の全体形状は半デルタ翼の形状であって、５０゜のオー
ダの前進角Ｆ（図１ａ参照）を有する。また図１ａは翼の前縁２２と後縁２３と
を示す。

【００２９】 図１ｄに図示のように（また特に図２ｂに示されているように）、翼２０の厚
さはその幅に対して垂直な面ＸＹにおいて実質的に一定であるが、ただし前縁２
１に隣接した区域２２は、迎え角に配置された翼の下側面２２０と前縁２２との
間において鋭いテーパを成す。翼の上側面２２１は翼の前縁２２から翼の後縁２
３まで全部平面である。

【００３０】 翼２０の鋭い前縁２２は空気流を分割し、渦が翼の上側面の上に、前縁の背後
に形成される。

【００３１】 渦は翼の上側面２２１にそって移動し、渦の軸線は翼２０の上側面の頂点の近
くの上流末端Ｐ１から出発する直線Ｌに従う。

【００３２】 この直線Ｌは、下流方向において、 ・ＸＹ面において翼から角度βでそらされ（図１ｄに図示、この角度の値は５
゜乃至２０゜の範囲内、好ましくは７．２５゜前後）、 ・翼の前縁から角度γでそれて（図１ａ参照、この角度の値も５゜乃至２０゜
、好ましくは１１．０４゜前後）、本流方向Ｘに近づきまたＸＺ面において翼の
上に重なる。

【００３３】 渦の形成は前述の翼２０の特殊形状、すなわち半デルタ翼形状によって促進さ
れる。またこの形状の故に、渦（特にその軸線）の位置はレイノルズ数Ｒｅと迎
え角αの広い範囲にわたって実質的に一定にとどまる。

【００３４】 しかし付図において図示されていない実施態様において、翼２０の代わりに別
の輪郭を有する部材を使用し、この部材の鋭い前縁の故に、前記輪郭の上側面が
迎え角位置に配置された時にこの上側面の上を流れの下流方向に移動する渦を発
生するようにすることができる。

【００３５】 またプローブＳは温度センサＣを含み、この温度センサは熱抵抗部品を含むこ
とができ、この熱抵抗部品は例えば（好ましくは白金の）ＰＴＣ（正の温度係数
抵抗）サーミスタとすることができるが、他の実施態様においては熱電対とする
ことができる。このセンサはプローブの検出要素を成す。図面の簡略化のため、
このセンサは図１ａ乃至図１ｄにのみ図示されている。

【００３６】 センサＣは細長い円筒形をなし、上側面２２１に対して渦の原点Ｐ１の近くに
おいて、図示されていない部材を介してまたは直接にこの上側面に対して溶接さ
れ、また翼の後縁２３の近くにおいて上側面に固着された支持体部材２２１０に
よって固着されている。

【００３７】 このセンサＣは渦の軸線と一致するように線Ｌにそって配置されている。

【００３８】 この実施態様において、その検出要素はＰＴＣ熱抵抗ワイヤであって、ダクト
３０の中に格納されたケーブルによって航空機中の給電装置および信号処理手段
に接続されている。また図２ａ，図２ｂおよび図３はこれらのケーブルを航空機
上の手段に接続するための電気的コネクタ４０を示す。

【００３９】 ダクト３０は航空機の抗力全体を増大しないように支柱１０２の全部または一
部を通過している。図１ａ乃至図１ｄにおいては、ダクト３０は支柱の第１部分
１０２０のみを通過している。図２ａにおいては、ダクトは支柱１０２を完全に
通過し、これは全体的航空力学を改良させる。

【００４０】 再び図１ａ乃至図１ｄについて述べれば、センサＣは翼２０の鋭い前縁２２に
よって発生された渦の軸線Ｌにそって、この前縁２２から、翼の後縁２３の少し
上流の渦軸線上の点Ｐ２まで延在する。

【００４１】 プローブが航空機の胴体の壁体上に取付けられ、航空機が空気中を移動して空
気流に対する翼２０の迎え角がαに近接する時、またはプローブがジェットエン
ジンの吸引口に取付けられる場合にエンジンのコンプレッサが作動して空気流を
生じる時、翼２０の上を流れる空気流が前述の翼の上側面に渦を成し、渦の中心
部における水分が周囲空気の水分よりはるかに低くなる。

【００４２】 これは、渦の上流の前述の前縁分離が空気中の過冷水滴に対する第１バリヤを
成し、過冷水滴の相当部分が翼２０の下側面にそって通過するからである。

【００４３】 さらに渦の旋回運動が遠心作用を有し、この遠心運動が前記の前縁分離にも関
わらず上側面上を通る水滴の大部分を渦の軸線から離間させる。従ってこれらの
水滴がセンサＣから移動するので、センサ上に氷が形成されにくい。

【００４４】 従って、本発明のセンサＣは渦の中心に配置され、これは空気中の過冷水分に
よって生じる温度測定破壊を最小限にする意味で非常に有益である。

【００４５】 さらにセンサ近傍の渦軸線Ｌに平行な軸方向速度が非常に高く（２．５Ｖ∞の
オーダ）、これがセンサの通気を改善する。

【００４６】 センサの良好な通気はその応答時間を短縮させ、高価で脆弱なセラミック部品
を含む高感度センサよりも頑丈な強化センサの使用を可能とする。

【００４７】 さらにセンサＣは、通気が良好であるので、時間とコストのかかる校正を必要
とする内部通路の中に設置された先行技術のプローブセンサよりもはるかに再現
性の高い測定値を与える。

【００４８】 特に図２について述べれば、翼２０の実質的に一定の厚さを有する形状の故に
２枚のプレート２００と２０１とを接合した簡単な構造とすることができ、この
場合プレート２００が翼の下側面に対応し、プレート２０１が翼の上側面に対応
する。

【００４９】 またプローブＳは翼および支柱上の氷の堆積を防止するため、これを加熱する
ための電気抵抗ワイヤを備える。

【００５０】 翼を２枚のプレートから形成する構造が簡単で経済的である事とは別に、この
構造においては翼の加熱のために２枚のプレートの間に電気抵抗線を容易に合体
させることができ、この抵抗線がダクト３０中のケーブルを通して電力を供給さ
れる。

【００５１】 図３は翼２０のプレート２００と２０１との間のギャップ２００１の中にシー
スワイヤ２０００を配置した構造を示す。

【００５２】 抵抗線は細いので、抵抗線を合体させるために翼を成す２枚のプレートの表面
を機械加工する必要はなく、ギャップ２００１をロウ付け合金２００２が充填す
る。

【００５３】 前述のように、センサに衝突する空気中に含有される過冷水の相当部分が翼２
０の下側面上を流れる。本発明の望ましい実施態様において、抵抗線から放散さ
れる熱を翼の下側面に指向するため、翼の下側面を成すプレート２００を翼の上
側面プレート２０１より伝熱性とすることができる。さらに詳しくは、プレート
２０１は鋼から成り、プレート２００は銅合金、例えば銅−ベリリウム合金から
成ることができる。

【００５４】 図４に図示のプローブは本発明の１つの実施態様であって、この場合、渦軸線
に対応する線Ｌから最大距離にある翼２０の後縁２３の一部が切断されている。
これは翼の航空力学的挙動、特に渦の形成作用を損なうことなく翼材料の必要量
を低減させる。またこれは、さもなければ振動を発生するおそれのある翼の偏心
部分を除去する。

【図面の簡単な説明】

【図１ａ】 本発明の温度プローブの概略図。

【図１ｂ】 本発明の温度プローブの概略図。

【図１ｃ】 本発明の温度プローブの概略図。

【図１ｄ】 本発明の温度プローブの概略図。

【図２ａ】 本発明のプローブの第１実施態様の２つの斜視図。

【図２ｂ】 本発明のプローブの第１実施態様の２つの斜視図。

【図３】 図２ａと図２ｂのプローブの一部の詳細断面図。

【図４】 本発明の第２実施態様の側面図。

【符号の説明】

１０，２０ 支持体構造部分 ２１ 翼のテーパ区域 ２２ 前縁 ２３ 後縁 １０２ パイロン ２００ 下側面に対応するプレート ２０１ 上側面に対応するプレート ２２０ 構造部分の下側面 ２２１ 構造部分の上側面 ２０００ 抵抗線 ２００１ プレート間のギャップ ２００２ 充填ロウ付け合金 Ｓ プローブ Ｃ センサ Ｌ 渦の軸線区域 Ｘ 流体流の主方向 α 翼の迎え角 Ｆ 翼の前進角 β 翼の上側面に対する第１角度片寄 γ 構造部分２０の前縁２２に対する第２角度片寄

Claims (15)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 全体としてプローブの後方に向かう流体流の物理的パラメータを測定するため
   の少なくとも１つのセンサ（Ｃ）を担持する構造（１０，２０）を含むプローブ
   （Ｓ）において、前記構造が前縁（２２）を有する部分（２０）を含み、前記前
   縁が全体としてセンサの前端に位置するとともに渦を形成する形状を有し、また
   センサが前記渦の軸線区域（Ｌ）中にある事を特徴とするプローブ。
2. 【請求項２】 前記構造部分（２０）が前記渦を流体流から遮蔽することを特徴とする請求項
   １に記載のプローブ。
3. 【請求項３】 前記センサ（Ｃ）は熱電対または特に白金から成るＰＴＣ抵抗を含む温度セン
   サであることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）
   。
4. 【請求項４】 前記構造部分（２０）がその下側面（２００，２２０）と上側面（２０１，２
   ２１）とを画成するように、流体流の主方向（Ｘ）に対して非ゼロの迎え角（α
   ）をもって取付けられることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載のプ
   ローブ（Ｓ）。
5. 【請求項５】 前記非ゼロ迎え角（α）が１５゜乃至４５゜の範囲内にあり、好ましくは近似
   的に３０゜であることを特徴とする請求項４に記載のプローブ（Ｓ）。
6. 【請求項６】 前記構造部分（２０）が半デルタ翼の全体形状を有することを特徴とする請求
   項１乃至５のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
7. 【請求項７】 前記半デルタ翼（２０）は３５゜乃至６５゜の範囲内の、好ましくは近似的に
   ５０゜の前進角（Ｆ）を有することを特徴とする請求項６に記載のプローブ（Ｓ
   ）。
8. 【請求項８】 前記構造部分（２０）が本質的に平坦であることを特徴とする請求項６または
   請求項７のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
9. 【請求項９】 前記構造部分（２０）がその下側面（２００，２２０）とその前縁（２２）と
   の間にテーパ区域（２１）を有するので、前記前縁（２２）が鋭く形成されてい
   ることを特徴とする請求項６乃至８のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
10. 【請求項１０】 前記センサ（Ｃ）が前記構造部分（２０）の上側面（２０１，２２１）の近傍
    において本質的に直線的に延在し、前記上側面（２０１，２２１）に対して第１
    角度片寄βを成し、前記上側面の平均面に対するセンサ（Ｃ）の投影はこの面の
    中において、構造部分（２０）の前縁（２２）に対して第２角度片寄（γ）を成
    すことを特徴とする請求項４乃至９のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
11. 【請求項１１】 前記の角度片寄（β、γ）はそれぞれ５゜乃至２０゜の範囲内の値を有するこ
    とを特徴とする請求項１乃至１０のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
12. 【請求項１２】 前記構造部分（２０）はヒータ手段を含むことを特徴とする請求項８乃至１１
    のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。
13. 【請求項１３】 前記構造部分（２０）はそれぞれ下側面（２２０）と上側面（２２１）に対応
    する２枚のプレート（２００，２０１）を含み、これらのプレートの間に配置さ
    れた抵抗線（２０００）が前記のヒータ手段を成し、また前記２枚のプレート間
    のギャップ（２００１）はロウ付け合金（２００２）によって充填されているこ
    とを特徴とする請求項１２に記載のプローブ（Ｓ）。
14. 【請求項１４】 前記構造部分（２０）の下側面に対応するプレート（２００）の伝熱率は前記
    構造部分の上側面に対応するプレート（２０１）の伝熱率より高いことを特徴と
    する請求項１３に記載のプローブ（Ｓ）。
15. 【請求項１５】 前記構造部分（２０）は流線型支柱（１０２）上に搭載されることを特徴とす
    る請求項１乃至１４のいずれかに記載のプローブ（Ｓ）。