JP2005514258A - 同一面埋込表面大気データセンサ - Google Patents

Abstract

航空機用の大気データセンサは、航空機の外側表面に同一面取付けプレート（１０）を有し、プレート（１０）の下方に航空機内のセンサ用のハウジング（１８）を有する。プレート（１０）における複数の孔（１６）が、ハウジング（１８）内の圧力センサ（２０）に空気流を供給する。水がセンサ（２０）に達することを防止するために、孔（１６）の下方にトラップ室（３８）が設けられている。さまざまな回旋状の空気流経路が開示されている。圧力センサ（２０）への管（４２）を加熱することもできる。

Description

本発明は、一般に航空機において使用するためなどの大気データセンサに関し、特に航空機の表面と同一面に取り付けた大気データセンサに関する。

航空機は、例えば圧力センサを利用して大気データを測定し、対気速度、高度などに関するさまざまな情報を決定する。鳥の衝突や破片による損傷に耐えるように、また軍用機においては最小限のレーダ断面積を示すように航空機の表面の下にあることは、空気圧センサのためには有利である。

航空機の空気圧センサなどの圧力センサは、塩水などの水からの損害を受け、塩水はセンサの電気構成部分を腐食させ、センサの使用可能寿命を低下させる。圧力センサのセンサ素子上の水は、センサを重力および加速／減速に対して敏感にさせる。航空機では、これは、航空機の飛行方向が変わるとき、および航空機が空中運動を経過するとき、空気圧センサがこれらの変化を空気圧の変化として記録することを意味する。これは大気データ測定値をひどく劣化させる可能性があり、航空機にとって事故の原因になる可能性がある。

本発明は、一態様では、航空機の表面と同一面に埋め込まれた空気圧センサを提供する。本発明の別の態様では、液体および破片がセンサ素子に到達することを防止するためのトラップが、航空機の表面の内部に提供される。

まず図１を参照すると、本発明の大気データセンサは、航空機の表面と同一面に取り付けられたプレート１０を含む。センサ組立体を航空機に取り付けるためのねじまたはボルトを受け入れるための凹部１２が、プレート１０の周辺をまわって設けられている。流量センサは本発明には必要ではないが、プレートは、流量センサ、または好ましい一実施形態ではプレート内の凹部１４の中にプレート１０の上面と同一面に取り付けられた一対の流量センサを有することもできる。流量センサは、熱線風速計と同様に、温度検知によって風速および多分風向も測定する。同一面埋込流量センサを取り付けるためのポケットも設けられる。このポケットは、各プレートの厚さが変わるので、各位置でそれぞれ独特となる。流量センサは、０．００３インチ（０．０７６ｍｍ）以下の同一面度許容差が維持されるように、表面に対して位置付けられる。流量センサを省くこともでき、または１つまたは複数のさらなるセンサと取り替えることもできる。プレート１０はまた、プレート１０の中央に円状に配置された６個の孔１６を有する。

図２に示すように、上プレート１０の下方には、本実施形態では圧力センサ２０である大気データセンサのためのハウジング１８が備えられている。ハウジング１８は、プレート１０の下側に固着されている側壁２２と底部を閉じる基部２４とを有し、圧力センサ用の区画を形成する。この区画の中に、備えられている場合には流量センサ１４に電気的に接続されたプリント配線板２６と、ドレン管２８と圧力センサ素子２０が存在する。底部２４にある開口部にコネクタ３０が取り付けられており、これによって、大気データセンサと航空機の計器および制御装置との電気的接続が行なわれる。コネクタ３０は、電磁妨害フィルタリングを提供するように設計されている。ある実施形態では、２つのプリント配線板２６がハウジング１８の中に取り付けられているが、これは例えば使用されるセンサと回路素子の集積レベルに依存する。回路板２６は、フレックステープ端子３２によってセンサ素子２０とコネクタ３０とに接続されている。

ハウジング組立体１８の頂部は、トラップ３６を形成する上部エレメント３４によって閉じられている。上部エレメント３４は、Ｏリング３８によってプレート１０に対して封止されている。ある実施例では、圧力センサ２０は、上部エレメント３４にレーザ溶接されて、圧力センサ２０と圧力室との間に気密シールを形成する。

この好ましい実施形態で利用される圧力センサ素子２０は、周知の形式のピエゾ抵抗型圧力センサであるが、例えば光学的圧力センサなどを含む他の形式のセンサも使用することができる。ある実施例では、圧力センサはＨｏｎｅｙｗｅｌｌ部品番号２２００７０７５などのＨｏｎｅｙｗｅｌｌシリコンピエゾ抵抗型センサである。

ドレン管２８はハウジング１８の長さにわたっており、ハウジング１８の底部２４を通じて一端部に延在している。他の端部では、ドレン管２８は、プレート１０の下側と上部エレメントすなわちトラップ板３４との間に形成されたトラップ３６と連絡している。ドレン管に連結された常時閉電磁制御式ドレンバルブ４０が周期的に活動化されて、トラップ３６から排水する。ドレン管２８はつぶすことができない管であることが好ましい。

トラップ３６は、プレート１０の下方に１つの室を含み、図示した実施形態ではプレート１０を通じて形成された円形配置の孔１６を通じて、航空機の外側とつながっている。この好ましい実施形態では６個のこの種の孔が設けられているが、他の個数と配置の孔を備えることもできる。外側へ向かう多数の孔１６を使用することは、虫類、氷、砂、塵、火山灰、またはその他の破片によって１つまたは複数の孔が詰まるという出来事の際に冗長性をもたらす。ある実施形態では、孔１６の直径は０．０３０〜０．０６０インチ（０．７６〜１．５２ｍｍ）である。

トラップ室３６は、トラップ室の内部と圧力センサ２０との間に回旋状の流れ通路を提供する。特に水および異物が、一般に航空機の外側から孔１６を通じて引き込まれるか、または強制的に入る。トラップ区画３６は液体および異物を取り込み、これらが圧力センサ２０に達することを防止する。

図２に示し、また図８の拡大図にも示す実施形態では、中央中空管４２が、センサ膜４４から上向きにトラップ室３６の中へ延びている。管４２は、実質的にトラップ室３６の全長にわたって延在し、プレート１０の下側における凹部４６の中に配置された開放端部を有する。プレート１０の下側における凹部４６は、管４２の外側直径よりも僅かに大きな直径を有するので、狭い環状通路がこれらの間に形成される。管４２は凹部４６の底部には接触しないので、空気通路は管４２端部の周りの環状通路から管４２の内部へ続く。管４２はセンサ素子４４への空気通路を提供する。

これによって、本発明の第１実施形態は、航空機の外部から６個の孔１６のいずれかまたは全部を通じてトラップ室３６の内部へ、狭い環状通路に沿って、管４２端部の周りを、また管４２の内部に沿って、センサ４４へ空気流通路を提供する。トラップ室３６の中に入る水および汚染物はドレン管２８を通じて引き出され、ドレン管２８はトラップ室３６と連絡しており、したがってこれらの水および汚染物はセンサ４４への回旋状通路をたどることはなさそうである。こうして、センサ素子４４は清浄に保たれ、水などの液体に触れることはない。

ドレン管１８はいずれの実施形態においても必要ではなく、本センサの設備の一部では省いてもよい。
本発明の大気データセンサは、圧力センサを圧力カバーベースに溶接することによって組み立てられる。

水が特にセンサ素子に決して到達しないように、追加の処置を含めることもできる。まず、加熱素子４８をプレート１０の下側に備えて、プレート１０を加熱することもできる。加熱素子４８はフォイルヒータまたは加熱コイルであってもよい。代替案として、加熱素子をプレート１０自体の中に埋め込むこともできる。プレート１０の加熱は、プレート１０の上に形成されることもあるすべての氷を溶かすのに十分であることが必要であるが、プレート１０の外側表面上および／または孔１６の中のあらゆる蓄積水分の乾燥を速めるように、さらに強くてもよい。ある実施例では、プレート１０の下に付けた５０ワットの加熱器がプレート１０上の結氷を防止する。好ましい実施形態の加熱器は１１５ボルトの電力から稼動するが、他の電圧も計画することができる。

本センサ２０は２８ボルトＤＣで稼動する。電力消費量は少なく、５ワット以下である。
さらなる処置として、センサ素子４４に通じる管４２を加熱素子５０によるなどで加熱することもできる。管４２を、管４２の内部に到達することもあるあらゆる液体水を蒸発させる温度にまで加熱することが好ましい。管４２に到達することのある少量の水が、管４２の長さにわたって流れてセンサ素子４４に到達することを防止する。

さらに別の処置は、疎水性材料の空気流経路の中に素子を、または少なくとも、疎水性材料の管４２などの流れ経路に沿ってセンサ素子４４のさらに近くに素子を形成することである。これらの素子を完全に疎水性材料で作ることができ、または疎水性材料の表面コーティングを有することもできる。これは、水が圧力センサに流れることを抑制する。

ギャップ４６などの狭い流れ経路が毛管現象によって水を動かすことができ、こうして、センサへの接近を阻止するための手段として細くした通路を設けるという目的を捨てることが企画される。狭い通路の中に捕らえられた水はセンサ４４に向かって意図しない方向に流れることがあり、動くことなく適所に止まっている場合でもセンサ応答を遅くすることがある。それなりに、図４に示すような本発明にさらなる実施形態を開発したが、この場合には、管４２の自由端への狭い環状通路が拡張された環状通路６０によって置き換えられている。このようなサイズの通路では毛管現象は不可能である。

特に、図４は、航空機の外側から室３６の内部へ通じる孔１６を有するプレート１０を示す。管４２は、センサユニット２０からプレート１０に向かって、環状通路６０の中へ延びている。通路６０は、管４２の自由端における水の毛管現象を避けるために十分に大きな直径を有している。通路６０は、ユニット３４の中に形成された室３６よりも小さな直径を有する。それなりに、水が重力または遠心力によって室の頂部に向かって運ばれる場合には、例えば、水はまず孔１６に遭遇し、管４２に近づく前に室３６を離れることができる。

本発明の考察は、大気データセンサを航空機の表面上にさまざまな方向配置で取り付けることができること、およびさらには、航空機が時にはさまざまな方位に、反転姿勢でも飛行できることである。したがって、センサ組立体は反転姿勢においても水の流れを受け入れなければならない。それなりに、本発明の大気データセンサの実施形態は、センサ組立体が航空機の下向きに面する表面上に取り付けられたときには、圧力センサ管への水の流入に対して障害を設けるように構成されている。さらに、急角度の方位におよびさらに逆転姿勢でも飛行することを含めて、航空機が空中運動を経験するときに水が管に入ることを阻止するための処置が提供される。図４の実施形態はそのようなセンサ組立体の一実施例である。

本センサは、航空機の外皮と同じ平面にあり、圧力センサの検知表面はセンサ組立体の中に隠されているので、本センサは最小限のレーダ断面積を示す。さらに、本センサ組立体の菱形プレートはセンサのレーダ断面積を最小限にする。それなりに、本発明の大気データセンサは、小さなレーダ断面積と低いレーダ視程を有する航空機において特定の有用性を見出す。

図３は、プレート１０の下側から延びるハウジング１８を示すセンサ組立体の底面図である。ハウジングは、ねじなどの締め具６２によってプレートに付けられ、底部２４から延びる電気コネクタ３０とドレン管２８とを有する。図３における図は航空機の中に延びる部分を示している。航空機の外側からは、プレート１０の上表面のみが見えるはずである。

本発明の大気データセンサの低い視程の特徴にさらに適応するために、プレート１０の上表面を、レーダに無反射の塗料またはその他のコーティングで被覆することもできる。
本発明の大気データセンサは、容易に取外しおよび取替えができるように構成されている。具体的には、組立体は周囲孔１２を通る一連のボルトによって航空機の中に保持されている。航空機の外皮に取り付けるために、自己固着ラグに対するシヤーヘッドチタンボルトが使用されるのは好ましい。孔１２の口を、ボルトを航空機の外皮と同一面にすることができるように皿孔状にし、これによってなおレーダ断面積を減らす。本発明の大気データ組立体の除去は、周囲ボルトを取り外して、航空機における相応に形作られた開口部からユニットを引き上げることによって達成される。大気データセンサは、ハウジングの底部で単一コネクタ３０を分離することによって、航空機の制御装置との電気的連絡から取り外される。ドレン管を有する実施形態では、ドレン管２８への接続部も分離する必要がある。こうして大気データ組立体は航空機から開放され、容易に取り外される。

取替えは、もし存在するならばドレン管２８にドレンコネクタを接続し、ハウジングの底部で電気コネクタ３０を締めることによって達成される。航空機本体の開口部の中にハウジング１８を挿入し、相応に形作られた開口部にプレート１０を位置付けることによって、取付けを完成するために機械的に必要なことは周囲皿孔１２のボルトを取り替えるだけになる。こうして除去と取替えは、航空機の内部からの作業とは反対に、航空機の外側から完了され、これは著しい経済的な利点をもたらす。

図５を参照すると、本発明のさらに別の実施形態が、液体がセンサ空間に入ることを防止するためのさらに別の水トラップを提供する。図示した実施形態のトラップ室３６は、上部フランジ７２と、底部フランジ７４と、コア７６とを有するリール状のデフレクタ７０を有する。上部フランジ７２は孔１６の間隔よりも小さな直径を有するので、孔１６の中に入る水は上部フランジ７２を迂回する。底部フランジ７４は水がセンサ空間に入ることを防止し、室３６と同じ直径を有する。水はコア７６の外側の空間に保持され、上部フランジ７２によって環状空間６０に達することを防止される。代りに、上部フランジ７２は水を孔１６に向かって導く。

上部フランジ７２上の環状空間６０に達する水はすべて、プレート１０の下側のシリンダ７８に集まる。シリンダ７８は比較的短いが、管４２と同軸に延在してリール状デフレクタ７０の中空コア７６の中に延びるより小さな直径の管８０を保持している。したがって、圧力センサ２０への空気の流れ経路は、孔１６を通過して室３６の中へ、コア７６と管８０との間の環状空間の中へ、管８０と管４２との間の環状空間の中へ、管４２の内部へ、そしてセンサ２０に至る。

図６は、センサへの流れ経路がシリンダ７８の周りに延在するカップエレメント９０を含む、センサ組立体の別の実施形態を示す。カップエレメント９０は、空間６０においてプレート１０の下側近くまで延びた、管４２とカップ部分９２との周りに係合するベースを有する。カップ部分は管４２およびシリンダ７８と同軸であり、カップ部分９２の内部とシリンダ７８の外側との間に環状空間を残す。流れ経路はシリンダ７８の内部へ、次いで管４２へ続く。

図７は、センサ空間への水の流入に対するさらに別の防止策を提供する。プレート１０下側の環状空間６０の中には、ピストンエレメント１００がぴったりはまっている。ピストンエレメント１００は、プレート１０の下側表面より高く延びる側壁１０２を有し、水の障壁を提供し、水を孔１６へ導く。ピストンエレメント１００は端面１０４を有し、この端面１０４は、環状空間６０においてプレート１０の下側表面から離隔して、管４２の自由端と同一面になっている。ピストンエレメント１００を加熱して、水分が圧力センサに入ることを防止することもできる。室３６からピストンエレメント１００上方の空間への空気通路が、端面１０４を通じて設けられている。代替実施形態では、空気通路は、ピストンエレメント１００の側壁１０２と環状空間６０の側部との間の隙間または導通路に設けられている。圧力センサを下向きに向けて、これをＵ形経路によって空気流に結合するか、またはセンサをある別の角度に向けることも計画される。

複数のこのようなセンサ組立体を航空機に備えることが計画される。例えば、１４個という多くの、または７個という少ないセンサ組立体を前部機体に備えて、航空機の圧力と空気流を測定することもできる。各センサ組立体は、航空機の局部的表面輪郭に合わせるために独特の形状のプレート１０を有する。センサ組立体の稼動中に、除去された独特の形状のプレートを新しいセンサハウジングの上に取り付けて、航空機に再設置する。これによって、航空機の各取付け個所のために異なるセンサ組立体を貯蔵する必要性がなくなる。これはまた、取付けプレートのみが航空機に特定するものであって、単一モデルのセンサハウジングをさまざまな型式の航空機に使用することができることを意味する。好ましいセンサ組立体の各々は、１つの圧力センサと一対の空気流センサとを含む。各センサはまた、センサに温度の影響を補償するために使用される温度センサも含む。温度データは圧力センサを較正するために使用され、較正データは実測センサ値を集めるために記憶される。

本センサ組立体からのセンサデータを使用して、センサ位置における圧力を決定することもできる。この圧力データを、静圧を測定するために使用することもできる。航空機のすべての圧力センサからの集合的データ、ならびに温度データを使用して、動圧、迎え角、航空機の横滑り角、全圧、真の対気速度、較正された対気速度、マッハ数、大気温度（自由流れ）、気圧高度、気圧高度率、気圧計高度、および大気密度を決定することができる。

好ましい実施形態におけるセンサは、組み込まれたソフトウェアを利用して、単一の圧力センサおよび２つの流れセンサから値を測定し、これらの値を、ＥＩＡ−４８５通信バスを介して伝送する。安全性の理由から、通信接続部を冗長性にすることもできる。センサ動作回路構成は、当業者には理解されるように、プロセッサ、アナログからデジタルへの変換器などを含むこともできる。センサ動作に加えて、回路構成およびソフトウェアはヒータも制御する。

しかし、センサの構造の詳細と動作、およびセンサを動作させるためのソフトウェアは、本出願の範囲外であり、したがってさらに詳細には説明しない。
当業者はその他の変形および変更を提案することもできるが、本発明者が意図するものは、ここに保証された特許の範囲内で、すべての変更および変形を当技術分野に対するこれらの貢献の範囲内に妥当かつ適切に入るものとして実現することである。

本発明の大気データセンサの外部表面として使用されるプレートの斜視図である。 本発明の原理による同一面埋込大気データセンサの、部分的に切り取られた斜視図である。 本発明の大気データセンサの、逆転した姿勢で示す斜視図である。 本発明の大気データセンサハウジングの代替実施形態の側面部分断面図である。 本発明の大気データセンサハウジングのさらなる実施形態の側面部分断面図である。 本発明の大気データセンサハウジングの別の実施形態の側面部分断面図である。 本発明の大気データセンサハウジングのさらに別の実施形態の側面部分断面図である。 第１実施形態の拡大図である。

Claims (10)

1. 航空機用の大気データセンサであって、
   外部表面と内部表面とを有する同一面取付けプレート（１０）であり、前記同一面取付けプレート（１０）を通じて延在する複数の孔（１６）を画定する同一面取付けプレート（１０）と、
   前記内部表面において前記同一面取付けプレート（１０）に取り付けられたハウジング（１８）と、
   前記ハウジング（１８）の中に取り付けられた圧力センサ（２０）と、
   前記同一面取付けプレート（１０）の前記内部表面に取り付けられてトラップ室（３６）を形成し、前記トラップ室（３６）が前記同一面取付けプレート（１０）における前記複数の孔（１６）と流体連絡している、トラップ部材（３４）と、
   前記圧力センサ（２０）にあって、前記トラップ室（３６）の中に延びている空気流管（４２）と
   を含む大気データセンサ。
2. 前記空気流管（４２）を加熱するために取り付けられた加熱器（５０）
   をさらに含む、請求項１に記載の大気データセンサ。
3. 前記同一面取付けプレート（１０）を加熱するために取り付けられた加熱器（４８）
   をさらに含む、請求項１に記載の大気データセンサ。
4. 前記圧力センサ（２０）の前記空気流管（４２）から液体を偏向させるための、前記トラップ室（３６）内の液体偏向部材（７０）をさらに含む、請求項１に記載の大気データセンサ。
5. 前記同一面取付けプレート（１０）が、前記大気データセンサが取り付けられる航空機の外側から取り付けられるボルトを受け入れるために前記外部表面に複数のボルト凹部（１２）を画定する、請求項１に記載の大気データセンサ。
6. 前記同一面取付けプレート（１０）を通る前記孔（１６）が、前記トラップ室（３６）の周囲近くに配置されている、請求項１に記載の大気データセンサ。
7. 航空機において前記取付けプレート（１０）を取り付けるための取付け位置を画定し、前記取付けプレート（１０）を通る孔（１６）を画定する取付けプレート（１０）と、
   前記取付けプレート（１０）に取り付けられて、前記取付けプレート（１０）を通る前記孔（１６）と流体連絡しているトラップ室（３６）を画定する、トラップ部材（３４）と、
   前記トラップ室（３６）と流体連絡している圧力センサ（２０）と、
   前記圧力センサ（２０）と電気的に連絡している電気コネクタ（３０）と
   を含む、航空機用の大気データセンサ。
8. 前記取付けプレート（１０）に取り付けられて、前記圧力センサ（２０）を包囲しており、前記電気コネクタ（３０）が取り付けられている、ハウジング（１８）
   をさらに含む、請求項７に記載の大気データセンサ。
9. 前記トラップ室（３６）と流体連絡している流体ドレン（２８）をさらに含む、請求項７に記載の大気データセンサ。
10. 航空機用の複数の大気データセンサであって、前記大気データセンサの各々が、
    外部表面と内部表面とを有する同一面取付けプレート（１０）であり、前記同一面取付けプレート（１０）を通じて延在する複数の孔（１６）を画定する同一面取付けプレート（１０）と、
    前記内部表面において前記同一面取付けプレート（１０）に取り付けられたハウジング（１８）と、
    前記ハウジング（１８）の中に取り付けられた圧力センサ（２０）と、
    前記同一面取付けプレート（１０）の前記内部表面に取り付けられてトラップ室（３６）を形成し、前記トラップ室（３６）が前記同一面取付けプレート（１０）における前記複数の孔（１６）と流体連絡している、トラップ部材（３４）と、
    前記圧力センサ（２０）の上にあって、前記トラップ室（３６）の中に延びている空気流管（４２）とを含み、
    前記大気データセンサの各々の前記同一面取付けプレート（１０）は、その取付け位置において航空機外皮の局部的輪郭に適応する形状を有し、
    前記ハウジング（１８）は、前記同一面取付けプレート（１０）と前記複数の大気データセンサの前記ハウジング（１８）が相互に交換可能であるように、前記複数の大気データセンサの間で統一されている、航空機用の複数の大気データセンサ。
    
    

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