JP2006084391A - 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 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明が解決しようとする課題は、高高度域では大気圧が低くなることに起因して、四角錐台型５孔プローブを用いた従来システムの精度が低下してしまう問題点を解決し、計測精度低下を防ぐことのできる広速度域飛行速度ベクトル計測システムを提供すること、また、広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて水滴、氷粒或いは塵埃付着による検出変動の影響を除去する手法を提示することにある。
【解決手段】 本発明の飛行速度ベクトル計測プローブはプローブの筒壁面に静圧孔をあけて、この静圧孔によって検出された圧力から静圧値を得るようにし、静圧／総圧信号と迎角値との４次多項式で近似された次式に基づいてマッハ数Ｍを演算すると共に、異常検出値を検知したときは前回検出値に置き換える手段を備えるようにした。
【選択図】 図２

Description

本発明は、先端部に総圧孔と基部の四角錐面の４つの圧力孔を備えた四角錐台型多孔ピトー管プローブと、高高度における低速から超音速までの広速度域において飛行マッハ数等の飛行速度ベクトルと飛行高度を高精度で算出できる演算システムに関するものである。

本発明者等は先に図７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（特許文献１）を開発し、日本国特許第2913005号(米国特許第5423209号)として特許権を得ている。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、孔径より小径の総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プ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プ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プ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総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プ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プローブ及び演算処理器だけで、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、これらの情報を総合して出力表示でき、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発明であった。

さらに本発明者らは同システムの改良を重ね、特許文献２（特許第3486672号：米国特許第6336060号）の「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」を提示した。この発明は、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ことを目的とし、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ものである。
しかし、これら既存の四角錐台型５孔プローブを備えた広速度域飛行速度ベクトル計測システムを用いた場合、通常の高度(12ｋｍ以下)における低速から高速まで、様々な姿勢角で飛行する機体の速度と姿勢角が高精度で求められるのであるが、機体が地表から30ｋｍにも達する高空を飛行する場合には、大気圧が低くなることに起因して静圧を５孔の圧力信号から演算によって求めている同システムの精度が低下してしまうという問題点があった。
また、航空機に搭載されるピトー管プローブでは飛行中に雨や雪といった気象状況で水滴や氷粒が、或いは大気中の塵埃がプローブに接触し瞬時的に検出孔を塞ぐという現象がまま起こり、それによって検出システムが誤作動してしまうという問題もあった。
特開平５−２８８７６１号公報 「多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ」 平成５年１１月２日公開 特開２００１−２４２１９０号公報 「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」 平成１３年９月７日公開

本発明が解決しようとする課題は、機体が地表から30ｋｍに達する高空を飛行する場合に、大気圧が低くなることに起因して、四角錐台型５孔プローブを用いた従来システムの精度が低下してしまう問題点を解決し、計測精度低下を防ぐことのできる広速度域飛行速度ベクトル計測システムを提供することにある。
また、広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおいて水滴、氷粒或いは塵埃付着による検出変動の影響を除去する手法を提示することにある。

従来の四角錐台型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では、飛行時に先端部総圧孔と四角錐面上の４つの圧力孔で検出した圧力情報を基に、演算によって静圧を得ていたが、本発明の飛行速度ベクトル計測プローブは高空飛行時に算出される飛行マッハ数の精度低下を防ぐため、プローブの筒壁面に静圧孔をあけて、この静圧孔によって検出された圧力を新たな圧力情報として用いることにより、高精度のマッハ数と高度を求めるようにした。この静圧孔で検出された圧力は、前記総圧バランス孔位置とプローブの姿勢角によって値が変わるほか、後方にある機体の影響（位置誤差）が含まれるため、その位置における大気圧（真の静圧）とは異なっているが、真の大気圧大きさを反映しており、真の静圧とほぼ同等の大きさを持つ値である。
本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測プローブの静圧孔は筒壁において総圧バランス孔の前方位置に、筒断面中時計面表示で３時と９時の位置を中心としてそれぞれ数個ずつが均等な間隔で配置されるようにした。

本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測システムは、上記の計測プローブを備えたものであって、総圧信号Phと静圧信号Psそして迎角α値とから、Ps／Phとαの４次多項式で近似された式に基づいて参照マッハ数Ｍsが演算されるものであり、更に、低速から超音速の広い範囲にわたりいくつかの速度域に分割し、上記近似式のそれぞれの係数を求めておくことで、精度の良い参照マッハ数Ｍsを得るようにした。
また、上記近似式は複数の横滑り角βについて係数が求められており、任意の横滑り角βに対するマッハ数Ｍは、それを挟む二つの較正済みβの係数を用いて算出した二つの参照マッハ数Ｍsの出力から補間によってマッハ数Ｍを算出するようにした。
また、本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測システムは、サンプリング間隔で取り込まれる総圧孔と基部の四角錐面の４つの圧力孔と静圧孔からの圧力情報に基づく信号を前フレーム時の値と比較し、差データが閾値を越えていなければその時点のデータとして現フレームのデータを採用し、もし閾値を越える異常値と判定されたときは前フレームのデータを読み出して現フレームのデータに置き換える手段を備えるようにした。

本発明は、従来からの四角錐台型５孔プローブで得られる５つの圧力情報に、ピトー管側面部に新たに追加した静圧孔で得られる静圧情報を加え、マッハ数算出を行うようにしたものであるから、機体周囲の真の静圧とほぼ同等の静圧値を直接求めることができその総圧との差は四角錐台の斜面における圧力との差より大きな値となるので、マッハテーブルによって算出されるマッハ数の誤差は小さくなる。そのため、高度30ｋｍのような高空域においては従来の四角錐台型５孔プローブでは得られなかった高精度の飛行マッハ数を精度良く得ることが出来る。
また、本発明のシステムにおけるプローブ筒壁にあけられた静圧孔は、筒断面中時計面で３時と９時の位置を中心にそれぞれ数個ずつが均等な間隔で配置されるようにしたものであるから、迎角や横滑り角の大きさによって特性が大きく変わることがない静圧値を検出することが出来、これが精度の良いマッハ値の算出を可能とする。また、総圧バランス孔の前方、総バランス孔と重ならない位置に配置されているため総圧バランス孔から排出される気流の影響を受けることなく精度の良い静圧を検出できる。

本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測システムは、総圧信号Phと静圧信号Psそして迎角α値とから、Ps／Phとαの４次多項式で近似された式に基づいて参照マッハ数Ｍsが演算されるものであり、上記近似式は複数の横滑り角βについて係数が求められており、任意の横滑り角βに対するマッハ数Ｍは、それを挟む二つの較正済みβの係数を用いて算出した二つの参照マッハ数Ｍsの出力から補間によってマッハ数Ｍを算出するようにしたので、気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣＭからルックアップテーブル方式で直接マッハ数を読みとる従来法に比べ、精度の高いマッハ数を得ることが出来る。また、マッハ数の精度が悪くなると、そのマッハ数を使って算出する高度の精度も悪くなるが、本方法でマッハ数の精度低下を防ぐことができた結果、同じ計算式を用いて求める高度の精度低下も防ぐことができた。
更に、低速から超音速の広い範囲にわたりいくつかの速度域に分割し、上記近似式のそれぞれの係数を求めておくことで、広い音速域について精度の良いマッハ数を得ることが出来る。
更に、本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測システムは、サンプリング間隔で取り込まれる総圧孔と基部の四角錐面の４つの圧力孔と静圧孔からの圧力情報に基づく信号を前フレーム時の値と比較し、差データが閾値を越えていなければその時点のデータとして現フレームのデータを採用し、もし閾値を越える異常値と判定されたときは前フレームのデータを読み出して現フレームのデータに置き換える手段を備えるようにしたので、雨や雪或いは塵埃などが修辞的に検出孔を塞ぐようなことがあっても、それによる誤検出を効果的に除去することが出来る。

本発明は、高空飛行時に算出される飛行マッハ数の精度低下を防ぐため、プローブの筒壁面に静圧孔をあけて、この静圧孔によって検出された圧力の値を、マッハ数算出のために用いる基礎データに加えるようにした点に特徴がある。その具体的構造は図１乃至図３を参照しながら説明する。図１は本発明に係る６孔プローブの正面図と側面図であり、図２は同じ正面図とそのＡ−Ａ断面で管部分を破断的に示した側面図、またその部分拡大図とを示したものであり、図３はそのＢ−Ｂ，Ｃ−Ｃ，Ｄ−Ｄ断面を示した図である。これらの図に示されるようにピトー管１の先端中央部に総圧孔２があり、ピラミッド形の四角錐斜面３にそれぞれ圧力孔群3a,3b,3c,3dが設けられている。総圧管2aは図２のＡ−Ａ断面図から分かるようにピトー管先端の総圧孔２の開口部から少し引っ込んだ位置に端部がくる細管構造となっており、総圧孔２と総圧管2aの間には環状の間隙2bが設けられ、飛行時に受ける総圧phは総圧管2aの先端部と環状の間隙2bに掛かることとなる。総圧管2aの先端部に掛かる総圧は総圧管2aと後方で接続されている総圧取出導管2cが導圧管となって検出部に総圧を伝達する。環状の間隙2bは管内空洞部1aに連通しており、該管内空洞部1aには管側面に総圧バランス孔４が開口されているため、環状の間隙2bに掛かる総圧は前記管内空洞部1aを経て総圧バランス孔４に抜けるため総圧バランス孔４から気流がジェット流の如くパージされる。この様な構成は機体軸が進行方向と角度差を有する姿勢においても精度の良い総圧を検出するためである。四角錐斜面３上の圧力孔群3a,3b,3c,3dでは後述する演算の基礎データとして４面の圧力pa,pb,pc,pdを受圧し、図３から分かるように管内空洞部1aに配管されているそれぞれの導圧管3m,3n,3o,3pと圧力取出管を介して検出部に導く構造となっている。

本発明の６孔プローブの特徴的構造は１つの上記総圧孔２と４つの受圧孔群3a,3b,3c,3dの他にピトー管１の側壁に静圧孔５を設けた点にある。この静圧孔５は総圧バランス孔４からパージされる気流の影響を避けるため、図１に示されるように総圧バランス孔４より前方位置のピトー管１の側壁Ｂ−Ｂ位置に、総バランス孔と重ならないように設けられる（静圧孔が３時、９時を中心とする位置にあるのに対して、総バランス孔は１時半、４時半、７時半、１０時半の位置）。好ましくはピトー管１の断面に於いて時計板の３時と９時にあたる対向位置を中心として周方向に配置される数個（図示の例では４個づつ）の小孔群で構成される。Ｂ−Ｂ位置にある上記静圧孔５で受圧する静圧Psは、管壁内に設けられ後方のＤ−Ｄ位置まで延在された静圧導孔5aとＤ−Ｄ位置に設けられた静圧導入孔5bを介してピトー管内空洞部である静圧室5cに導かれる。さらに、この静圧Psはこの静圧室5cと検出部とを結ぶ静圧取出導管5dを介して検出部に導かれる。この静圧室5cは図２から分かるように前記管内空洞部1aの後方位置に圧力遮断壁６によって隔絶されている。
このピトー管１内には氷結を防止するための電熱ヒーター巻線７が張り巡らされており、図中の7aはこの電熱ヒーター巻線７に電流を供給するコネクター部である。

次に、この新しい６孔のプローブを用いた飛行ベクトル（マッハ数Ｍ，迎角α，横滑り角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・飛行制御装置等に送信する手法とシステムとを説明する。検出した６つの圧力情報（総圧：ph，圧力群１：pa，圧力群２：pb，圧力群３：pc，圧力群４：pd）を図１乃至３に示したような６孔ピトー管プローブ１から受信し、図４に示すような飛行速度ベクトル計測システムの演算処理器10によって演算されて送信される。図中左部に示されるように本発明の四角錐台型６孔プローブ１からの６つの圧力情報と大気温度機器20からの温度信号とを受け、演算結果を右部に示される表示装置・飛行制御装置等に送信する。演算処理器10は、６孔プローブ１からの６つの圧力情報を受信して変換器を介して圧力値に対応した電気信号とすると共に迎角圧力係数Ｃαと、横滑り角圧力係数Ｃβと、対気流角の圧力係数Ｃγそしてマッハ圧力係数ＣＭを演算処理する１次演算処理部10aと、ルックアップテーブルを備え対気流角の圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣＭとからマッハ数を割り出すと共に、迎角αと横滑り角βを算出する２次演算処理部10bと、温度信号，総圧信号および静圧信号とから温度，高度，昇降度を算出する３次演算処理部10ｃと、１次演算処理部10aで算出した動圧値Ph，静圧値Psと２次演算処理部10bで算出した迎角αと横滑り角βとから精度の高いマッハ数Ｍ等飛行速度ベクトルを算出する４次演算処理部10ｄとを内蔵するもので、１次演算処理部10aからの動圧信号Ph，静圧信号Ps，４面の圧力信号Pa,Pb,Pc,Pdと、３次演算処理部10ｃで算出した温度，高度，昇降度，動圧ｑ，静圧ｐ、そして４次演算処理部10ｄで算出された飛行速度ベクトルを表示装置・飛行制御装置等に送信する。

飛行時における本発明に係るシステムの作動を図５に示したフローチャートに沿って説明する。ステップ１の飛行準備の段階で、ＲＯＭに蓄積されたデータ群をワークエリアに読み出す。このデータ群は図中右上の枠内に示されるようにａ：各圧力変換器の係数，ｂ：データの平滑式，ｃ：各種演算処理式，ｄ：各圧力校正係数（Ａij，Ｂij），ｅ：ルックアップテーブル（補間式を含む），ｆ：プローブ位置取付誤差補正値，ｇ：制御信号他である。ステップ２で飛行が開始されるとプローブからのデータの取込が開始され、ステップ３で取込データは順次時系列的に更新される。ステップ４で更新された６孔の検出情報である総圧：ph，静圧：ps，４面の圧力：pa,pb,pc,pdに「ａ：各圧力変換器の係数」を掛けて総圧信号Ph，静圧信号Ps，４面の圧力信号Pa，Pb，Pc，Pd（電気信号）に変換する。ステップ５ではこれらの圧力信号について「ｂ：データの平滑式」を用い平滑化処理を行う。すなわち、本発明ではサンプル時間毎（例えば１／３２秒毎）の信号を用いるが、そのサンプル時間内の変化分を平滑化してサンプル値とするのである。

ここで得られた各圧力信号は後述する誤信号除去手段を介しないときはそのままステップ１０に進み、「ｃ：各種演算処理式」を用い、気流の迎角圧力係数Ｃαと、気流の横滑り角圧力係数Ｃβと、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、そしてマッハ圧力係数ＣＭを算出する。
ここでの演算式は Ｃα＝（Pa−Pc）／Ph ‥‥‥‥‥‥‥（１）
Ｃβ＝（Pb−Pd）／Ph ‥‥‥‥‥‥‥（２）
Ｃγ＝（Ｃα²＋Ｃβ²）^1/2 ‥‥‥‥‥‥（３）
ＣＭ＝｛Ph−（Pa＋Pb＋Pc＋Pd）／４｝／Ph ‥‥‥‥（４）
である。該６孔プローブの上下圧力孔の差圧信号（Pa−Pc）を中央の総圧信号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圧信号（Pb−Pd）を中央の総圧信号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６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、更に総圧信号Phと四角錐面上の４孔平均圧の差圧信号｛Ph−(Pa＋Pb＋Pc＋Pd)／４｝を同様に中央の総圧信号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。上記のステップ４乃至このステップ１０の処理は図４中破線で囲われた１次演算処理部10aでなされる。

本発明はあらかじめ求めてある気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣＭ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、ステップ１１においてステップ１０で求めた気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数ＣＭからルックアップテーブル方式で直接マッハ数を読みとる。すなわち、上記の６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６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）設定毎に得る静圧以外の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（ＲＯＭに蓄積されたε：ルックアップテーブル（補間式を含む））を構成し、ステップ１０で得た対気流角圧力係数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。ステップ１２で行う気流角である迎角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「ｄ：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(５)を立て、同様に前記マッハ数Ｍと予め求めておいた「ｄ：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「ｃ：演算処理式」を立てて、該３次式(６)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。
α＝Ａ₀＋Ａ₁Ｃα＋Ａ₂Ｃα²＋Ａ₃Ｃα³ ‥‥‥‥‥‥‥（５）
Ａ₀ ＝Ａ₀₀＋Ａ₀₁Ｍ＋Ａ₀₂Ｍ²＋Ａ₀₃Ｍ³＋Ａ₀₄Ｍ⁴＋Ａ₀₅Ｍ⁵
Ａ₁ ＝Ａ₁₀＋Ａ₁₁Ｍ＋Ａ₁₂Ｍ²＋Ａ₁₃Ｍ³＋Ａ₁₄Ｍ⁴＋Ａ₁₅Ｍ⁵
Ａ₂ ＝Ａ₂₀＋Ａ₂₁Ｍ＋Ａ₂₂Ｍ²＋Ａ₂₃Ｍ³＋Ａ₂₄Ｍ⁴＋Ａ₂₅Ｍ⁵
Ａ₃ ＝Ａ₃₀＋Ａ₃₁Ｍ＋Ａ₃₂Ｍ²＋Ａ₃₃Ｍ³＋Ａ₃₄Ｍ⁴＋Ａ₃₅Ｍ⁵
β＝Ｂ₀＋Ｂ₁Ｃα＋Ｂ₂Ｃα²＋Ｂ₃Ｃα³ ‥‥‥‥‥‥‥（６）
Ｂ₀ ＝Ｂ₀₀＋Ｂ₀₁Ｍ＋Ｂ₀₂Ｍ²＋Ｂ₀₃Ｍ³＋Ｂ₀₄Ｍ⁴＋Ｂ₀₅Ｍ⁵
Ｂ₁ ＝Ｂ₁₀＋Ｂ₁₁Ｍ＋Ｂ₁₂Ｍ²＋Ｂ₁₃Ｍ³＋Ｂ₁₄Ｍ⁴＋Ｂ₁₅Ｍ⁵
Ｂ₂ ＝Ｂ₂₀＋Ｂ₂₁Ｍ＋Ｂ₂₂Ｍ²＋Ｂ₂₃Ｍ³＋Ｂ₂₄Ｍ⁴＋Ｂ₂₅Ｍ⁵
Ｂ₃ ＝Ｂ₃₀＋Ｂ₃₁Ｍ＋Ｂ₃₂Ｍ²＋Ｂ₃₃Ｍ³＋Ｂ₃₄Ｍ⁴＋Ｂ₃₅Ｍ⁵
なお、上記３次式(５)(６)と係数はＲＯＭに「ｃ：各種演算処理式」「ｄ：各圧力校正係数（Ａij，Ｂij）」として、蓄積されている。
以上のステップ１１とステップ１２の動作は図４に示された演算器10において破線で囲われた２次演算処理部10bでなされる。

本発明では静圧情報psを直接検出できるものであることにより、ステップ１１で得たマッハ数値より正確なマッハ数Ｍを得る手段を備えている。すなわち、ステップ１３において先の総圧信号Phと静圧信号Psそしてステップ１２で求められた迎角α値とから、Ps／Phとαの４次多項式で近似された次式に基づいてまず参照マッハ数Ｍsが演算される。
Ｍs(α，Ps/Ph)
＝Ｃ₄₀α⁴＋Ｃ₃₁α³(Ps/Ph)＋Ｃ₂₂α²(Ps/Ph)²＋Ｃ₁₃α(Ps/Ph)³＋Ｃ₀₄(Ps/Ph)⁴
＋Ｃ₃₀α³＋Ｃ₂₁α²(Ps/Ph)＋Ｃ₁₂α(Ps/Ph)²＋Ｃ₀₃α(Ps/Ph)³
＋Ｃ₂₀α²＋Ｃ₁₁α(Ps/Ph)＋Ｃ₀₂α(Ps/Ph)²
＋Ｃ₁₀α＋Ｃ₀₁α(Ps/Ph)
＋Ｃ₀₀ ‥‥‥‥‥‥‥（７）
なお、式中Ｃijは横滑り角βの値（具体的にはβ＝０°，2.5°，５°，7.5°）を複数設定した風洞試験により決定されるマトリックス係数である。任意のβに対しては、それを挟む二つの較正済みβの係数を用いて上式により参照マッハ数Ｍsの値を計算し、双方の出力値から補間によってβ値に対応するマッハ数Ｍを算出する。また、一組のＣijで低速から超音速の広い範囲にわたり精度良い近似は出来ないため、いくつかの速度域に分割し、それぞれの係数Ｃijを求めておくことで、精度の良い参照マッハ数Ｍsを得ることが出来、最終的に算出するマッハ数Ｍが精度の高いものとなる。

温度情報は別途設置された大気温度機器で検出し、温度信号に変換された信号を受けて温度情報を出力する。これらの動作は図４に示された演算器10において破線で囲われた３次演算処理部10ｃでなされる。
動圧ｑと静圧ｐは上記動作に並行してステップ１４において総圧信号Phとステップ１３で求めた正確なマッハ数Ｍを用いて算出する。この演算はマッハ数の帯域に応じて異なる演算式を適用するが、その式は次に示す式となる。
１）Ｍ≦0.2：低速領域のとき
ｑ＝Ph｛１−(１＋0.2Ｍ²)^-7/2｝ ‥‥‥‥‥‥‥（８−１）
ｐ＝Ph（１＋0.2Ｍ²)^-7/2 ‥‥‥‥‥‥‥（９−１）
２）0.2＜Ｍ＜１：遷音速領域のとき
ｑ＝Ph｛0.7Ｍ²(１＋0.2Ｍ²)^-7/2｝ ‥‥‥‥‥‥‥（８−２）
ｐ＝Ph（１＋0.2Ｍ²)^-7/2 ‥‥‥‥‥‥‥（９−２）
３）Ｍ≧１：超音速領域のとき
ｑ＝Ph×0.7Ｍ²(1.2Ｍ²)^-7/2{６／(７Ｍ²−１)}^-5/2‥‥‥‥（８−３）
ｐ＝Ph(1.2Ｍ²)^-7/2{６／(７Ｍ²−１)}^-5/2 ‥‥‥‥‥‥（９−３）

以上の演算によりプローブ軸に対する飛行速度ベクトルと動圧と静圧が得られる。このように本発明では高度情報に対応する静圧は静圧孔で直接静圧情報psを検出するので、ステップ５の段階で既に静圧信号Psが得られている。これに基づいて高度情報が得られると共に、微分演算してその変化分である昇降度とを得る。この静圧情報が４面の圧力信号Pa，Pb，Pc，Pdと総圧信号Phとを用いた演算によってではなく直接検出できるものである点で本発明は従来装置と大きく異なる。これによって、高々度における静圧情報、これに基づく高度情報を精度良く得ることが出来る。因みに従来システムでの高度値の精度は１％程度の精度であったため、高々度での誤差は百メートルにもなっていたが、本発明ではせいぜい数十メートル0.3％以内の精度が確認できた。
なお、ステップ１３とステップ１４のこの演算は図４に示された演算器10において破線で囲われた４次演算処理部10ｄでなされる。

ステップ１５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１６で予めプローブ位置取付け誤差に対応する補正値「ｆ：プローブ位置取付誤差補正値」を記憶しておき、これを読み出して迎角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１７で機体軸に対する静圧の補正を行う。ステップ１８で以上の補正演算により得られたデータを機体軸に対する飛行速度ベクトルとして決定し、記憶する。この値がステップ１９で表示装置や飛行制御装置に計測信号として送信される。もしステップ１５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補正は必要ないのでステップ１４で得られたプローブ軸に対するデータを値をそのまま機体軸に対するデータとして採用しステップ１９に進む。ステップ１９で値を送信した後ステップ２０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３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トップとなり作業を終了する。

飛行中ピトー管の圧力孔に雨、雪或いは塵埃など異物がぶつかって瞬時的に圧力が激変することがままあるが、本発明のシステムにはこの誤信号を判別し、取込情報から排除する手段を備えるようにした。この手段は６孔プローブからの圧力情報を電気的な圧力信号に変換した後段に設置され、動作フローとしては図５のフローチャートに於いてステップ５とステップ１０の間で行われる。この部分の動作は図６に示したように行われる。すなわち、ステップ６でサンプリング時間毎（例えば１／３２秒毎）に取り込まれる総圧信号Ph，静圧信号Ps，４面の圧力信号Pa，Pb，Pc，Pdについて現フレームから数フレーム前までの分を一時的にデータとして記憶蓄積しておく。ステップ７でこの順次取り込まれる各データを前フレームの対応データと差演算して変化分を割り出し、ステップ８でこの変化分が実環境において起こり得る閾値を越えていないかどうかの判断を行う。総圧信号Phについての閾値はεＡ，静圧信号Psについての閾値はεＢそして４面の圧力信号Pa，Pb，Pc，Pdについての閾値はεＣとして予め設定しておく。ステップ９では、比較したデータがこの閾値を越えていなければその時点のデータとして現フレームのデータを採用し、もし閾値を越える異常値と判定されたときは前フレームのデータを読み出して現フレームのデータに置き換える。もし、異常値が連続した場合には更に前のフレームのデータを採用するため、単に前回データだけでなく、数フレーム前までのデータを一時記憶させるようにしている。

本発明に係る多角錐台型６孔ピトー管プローブの（ａ）は正面図、（ｂ）は側面図である。 本発明に係る６孔ピトー管プローブの（ａ）は正面図、（ｂ）は部分的に破断側面図及び部分拡大図である。 本発明に係る６孔ピトー管プローブの図２（ｂ）におけるＢ−Ｂ部断面図、（ｂ）はＣ−Ｃ部断面図、（ｃ）はＤ−Ｄ部断面図である。 本発明のシステムにおける演算処理機の機能を説明するブロック図である。 本発明のシステムの作動を説明するフローチャートである。 本発明のシステムで採用される誤信号除去動作を説明するフローチャートである。 従来の多角錐台型５孔ピトー管プローブの基本構成を示す図である。

符号の説明

１ ピトー管プローブ 1a 管内空洞部
２ 総圧孔 2a 総圧管
2b 環状の間隙 2c 総圧取出導管
３ 四角錐斜面 3a,3b,3c,3d 圧力孔群
４ 総圧バランス孔 ５ 静圧孔
5a 静圧導孔 5b 静圧導入孔
5c 静圧室 5d 静圧取出導管
５ 圧力遮断壁 ７ 電熱ヒータ巻線
7a コネクター部

Claims (7)

1. 先端部に総圧孔と基部の四角錐面の４つの圧力孔を備えた四角錐台型５孔プローブの筒壁面に静圧孔を追加配備し６孔プローブとした構造の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。
2. 静圧孔は総圧バランス孔の前方位置にプローブの筒断面中時計面表示で３時と９時の位置を中心にそれぞれ数個ずつが均等な間隔で配置されたものである請求項１に記載の広速度域飛行速度ベクトル計測プローブ。
3. 静圧孔はプローブの筒壁部材内に穿設された静圧導孔を経て総圧バランス孔の後方位置に配置された静圧室に連通された構造である請求項２に記載の広速度域飛行速度ベクトル計測プローブ。
4. 請求項１乃至３のいずれかに記載の計測プローブを備えたものであって、総圧信号Phと静圧信号Psそして迎角α値とから、Ps／Phとαの４次多項式で近似された次式に基づいて参照マッハ数Ｍsが演算されるものである広速度域飛行速度ベクトル計測システム。
   Ｍs(α，Ps/Ph)
   ＝Ｃ₄₀α⁴＋Ｃ₃₁α³(Ps/Ph)＋Ｃ₂₂α²(Ps/Ph)²＋Ｃ₁₃α(Ps/Ph)³＋Ｃ₀₄(Ps/Ph)⁴
   ＋Ｃ₃₀α³＋Ｃ₂₁α²(Ps/Ph)＋Ｃ₁₂α(Ps/Ph)²＋Ｃ₀₃α(Ps/Ph)³
   ＋Ｃ₂₀α²＋Ｃ₁₁α(Ps/Ph)＋Ｃ₀₂α(Ps/Ph)²
   ＋Ｃ₁₀α＋Ｃ₀₁α(Ps/Ph)
   ＋Ｃ₀₀
   なお、式中Ｃijは横滑り角βの値を複数設定した風洞試験により決定されるマトリックス係数である。
5. 低速から超音速の広い範囲にわたりいくつかの速度域に分割し、それぞれの係数Ｃijを求めておくことで、精度の良い参照マッハ数Ｍsを得ることを特徴とする請求項４に記載の広速度域飛行速度ベクトル計測システム。
6. 任意の横滑り角βに対するマッハ数Ｍは、それを挟む二つの較正済みβの係数を用いて算出した二つの参照マッハ数Ｍsの出力から補間によってマッハ数Ｍを算出する請求項４または５に記載の広速度域飛行速度ベクトル計測システム。
7. サンプリング間隔で取り込まれる総圧孔と基部の四角錐面の４つの圧力孔と静圧孔からの圧力情報に基づく信号を前フレーム時の値と比較し、差データが閾値を越えていなければその時点のデータとして現フレームのデータを採用し、もし閾値を越える異常値と判定されたときは前フレームのデータを読み出して現フレームのデータに置き換える手段を備えた広速度域飛行速度ベクトル計測システム。

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