JP2008530545A - 航空機の静圧センサの圧力タップの障害物を地上から検知するための方法と装置 - Google Patents

航空機の静圧センサの圧力タップの障害物を地上から検知するための方法と装置 Download PDF

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Abstract

本発明は、航空機の静圧センサの圧力タップの障害物を地上で検知するための方法と装置に関する。装置(１)は、プローブ(４)内の圧力を測定するために設けられており、プローブ(4)を加熱するための加熱システム(９)を有し、この加熱システム(９)が作動すると、プローブ(４)内の圧力に依存する少なくとも１つのパラメータの第１の測定を行い、加熱システム(９)の作動後所定期間中に上記のパラメータの第２の測定を行なう圧力センサ(２)からなる。本発明の装置はまた、第１の測定と第２の測定との差を計算し、この差を所定の値と比較するための少なくとも１つの中央処理ユニット(11)と、上記の差が所定値より大きければ、障害物を検知したこと示す警告信号を出すための警告手段(13)とを備える。
【選択図】 図１

Description

本発明は、航空機の少なくとも１つの静圧センサの圧力タップの障害物を地上から検知するための方法と装置に関する。
通常、そのような静圧センサは、空気データを測定し、特に、航空機を操縦するのに用いられる航空機の高度、その速度等のパラメータの値を決定するようになされている、風速計ユニットの一部をなしている。
そのような静圧センサは通常少なくとも
航空機の胴体を通過する、圧力タップを備えたプローブと、
パイプによって、上記のプローブに連結されているモデュールと、
上記のプローブを加熱するため設けられている作動可能な加熱システムとからなることはよく知られている。
そのような静圧センサの故障は勿論素早く且つ確実に検知することが出来なければならない。さもなければ、測定が(操縦に用いられる)上記のパラメータに対し間違った値を提供し、それは飛行中の航空機の安全には非常に危険な結果をもたらすからである。
飛行機のメンテナンス作業の人為的誤りはそのような静圧センサの故障に繋がることが知られている。
例えば、飛行機を洗浄する担当の人は、その洗浄中、水が上記のプローブに連結されたパイプに浸入するのを防ぐため、プローブの圧力タップの上に１片の粘着テープをしばしば固着する。洗浄の後その１片の粘着テープを取除き忘れたら、圧力センサは機外の気圧を測定できないので、航空機の次の飛行で間違いを犯す。事実このセンサは、１片の粘着テープにより(プローブ側端で)シールされているパイプ内に閉じ込められた気圧を測定する。この測定された圧力は明らかに、飛行中、外側の圧力とは異なっている。
航空機の風速計ユニットの１部である圧力センサの故障を検知するため、色々の解決策(例えば、フランス特願第２８４７６６９号及びフランス特願第２８５７４４７号)が知られている。然し、既知の解決策は、航空機が飛行中のとき故障を検知できるだけである。そのような飛行中の検知では、(安全には明らかに重要である)間違った測定を考慮しないように、故障した圧力センサより為された測定をその後の飛行では考慮するのを単に阻止することができるだけであり、故障した圧力センサを修理できない。航空機の風速計ユニットは通常幾つかの圧力センサからなり、そのうちの１つの故障により飛行の続行を防ぐものではないが、１つの圧力センサからのデータを考慮できないと、やはり、上記の風速計ユニットにより為された測定から生じる、航空機を操縦するのに用いられるパラメータの値の正確さにマイナスの影響を与える。
フランス特願２８４７６６９号 フランス特願２８５７４４７号
本発明の目的はこれらの欠点を解消することであって、航空機、特に、飛行機の少なくとも１つの静圧センサのプローブの圧力タップの障害物を地上で、素早く、確実に且つ安く検知する方法に関する。上記の静圧センサはプローブ内の圧力を測定するのに設けられており、上記のプローブに加えて、このプローブを加熱するために設けられた１つ以上の作動可能な加熱システムを備える。
このため、本発明によれば、上記の方法は、
ａ）少なくとも１つの静圧センサの加熱システムを作動する際、上記の静圧センサを用いて、上記のプローブ内の圧力に依存する少なくとも１つのパラメータの第１の測定がなされ、
ｂ）上記の加熱システムを作動後第１の所定期間中に、上記のパラメータの第２の測定が、上記の静圧センサを用いて為され、
ｃ）第1の測定と第2の測定との差が計算され、
ｄ）こうして計算された差が所定値と比較され、
ｅ）この差が上記の所定値より大きければ、警告信号が出され、障害物が検知されたことを示すことを特徴とする。
よって、本発明は、プローブの圧力タップが、例えば、１片の粘着テープにより封鎖あるいは邪魔されると、このプローブに閉じ込められた空気はプローブの加熱システムを即座に加熱し、すると作動されて、静圧センサによって測定されるプローブ内の静圧が非常に早く増加する事実を考慮している。この増加は静圧を直接モニターするかあるいはその他のパラメータ、特に、この静圧に依存する気圧高度あるいは気圧高度率をモニタすることにより検知できる。
一般に、プローブの加熱システムは地上で作動されるので、通常、航空機の少なくとも１つのエンジンが始動する、あるいは航空機が地上滑走し始める、あるいは一般的な加熱システムが作動すると直ぐに、この発明によれば、航空機が未だ地上にある時に静圧プローブの圧力タップの障害物をモニターできる。よって、そのような障害物が検知されると、メンテナンス人員は航空機が離陸する前に障害されたプローブを素早く障害から取除くことができる。よって、故障した静圧センサは急速に作動状態に戻り、上記の通常の解決策とは違って飛行スケジュール通り早く使用できる。
上記の静圧センサの加熱システムの作動状態をモニターするのが望ましく、そして工程ａ）では、本発明によれば、上記の加熱システムの作動が検知されると直ぐに第１の測定がなされる。
特定の実施例では、工程ｅ）では、警告信号が、上記の差が、少なくとも１つの第２期間中上記の所定の値より大きい場合のみ発生される。
前記のように、上記の測定されたパラメータは気圧高度を示すことが出来る。この場合、２つの静圧センサが用いられるのが好ましく、上記の第１と第２の気圧高度の測定は、これら２つの静圧センサにより供給される空気データを用いてなされる。
上記の測定されたパラメータは又気圧高度率を示す。
簡単な変形例では、上記のパラメータは、プローブ内にあり、静圧センサにより測定される静圧だけを示すのは明らかである。
本発明は、又、航空機、特に、飛行機の少なくとも１つの静圧センサのプローブの圧力タップの障害物を地上で、検知する装置に関する。上記の静圧センサはプローブ内の圧力を測定するのに設けられており、上記のプローブに加えて、このプローブを加熱するために設けられた1つ以上の作動可能な加熱システムを備える。
このため、本発明によれば、上記の装置は、
少なくとも上記の静圧センサであって、静圧センサの加熱システムを作動する際、上記のプローブ内の圧力に依存する少なくとも１つのパラメータの第１の測定をなし、
上記の加熱システムの作動後第１の所定期間中に、上記のパラメータの第２の測定を為すものと、
第１の測定と第２の測定との差を計算し、こうして計算された差を所定の値と比較する少なくとも１つの中央処理ユニットと、
この差が上記の所定値より大きければ、障害物が検知されたことを示す警告信号を出す警告手段とからなる。
上記の装置により航空機の少なくとも１つの静圧センサを効果的、且つ確実にモニタすることができる。
好ましい実施例では、本発明による装置は又上記の静圧センサの加熱システムの作動状態をモニタする少なくとも１つの手段を備える。
更に、上記の中央処理ユニットは特に、以下のものの１部であり得る。
“ＦＷＣ”(Fligtt Warning Computer)タイプの中央警告コンピュータ、あるいは
“ＡＤＩＲＵ”(Air Data Inertial Reference Unit)タイプの慣性照合および風速計データ・ユニット。
更に、特定の実施例では、上記の警告手段は、“ＥＣＡＭ”(Elecronic Centralized Aircraft Monitorring )タイプの警告メッセージを表示するスクリーンからなる。
添付図面の図は本発明がどのように作製されるかを明確に示す。これらの図中同一符号は同一要素を示す。
図１に概略で示されている本発明の装置１は航空機、特に、輸送航空機の少なくとも１つの静圧センサ２をモニタするようになされており、その航空機の胴体３の部分のみが図面を簡単にするため図１に示されている。
より詳しく言えば、装置１は航空機の少なくとも１つの静圧センサ２のプローブ４の圧力タップ４Ａのどのような障害物をも検知するようになされている。
そのような静圧センサ２は通常、空気データを測定するようになされている風速計ユニット１０の一部であり、航空機の高度、速度等のパラメータ値を決定することのできることは既知である。これらのパラメータは特に航空機を操縦するのに使用される。通常、静圧センサ２は
航空機の胴体３を横断する状態に装備されており、圧力タップ４Ａを経て外側とつながるプローブ４と、
パイプ６によりプローブ４に連結されているモデュール５であって、通常、気圧リンクを提供する上記のパイプ６は気圧コネクタ７によりモデュール５に連結されており、上記の気圧モデュール７はパイプ６を簡単且つ素早く外したり、再連結させ、更に、アナログ／ディジタル・コンバータ(変換器)８は上記のモデュール５と組み合わせることができるものと、
通常の加熱システム９であって、上記のプローブ４を加熱するために設けられており、手動あるいは自動で作動できるものとからなる。
本発明によれば、圧力タップ４Ａが妨害(あるいは封止)されたことによる静圧センサ２の故障を検知するため、上記の装置１は、
少なくとも上記のモニタされた静圧センサ２であって、
この静圧センサ２は、上記の加熱システム９が作動すると直ぐ、上記のプローブ４内の圧力に依存する、以下に特定する少なくとも１つのパラメータの第１の測定をなし、
上記の加熱システム９の作動後第１の所定期間中に、上記と同じパラメータの第２の測定を為すものと、
第１の測定と第２の測定との差を計算し、この差を、以下に特定する所定の値と比較する、上記のモデュール５にリンク12により連結されている少なくとも１つの中央処理ユニット11と、
上記の中央処理ユニット11にリンク14により連結されている警告手段13であって、この中央処理ユニット11が上記の差が上記の所定値より大きいことをこの警告手段13に示すと、障害物が検知されたことを示す(可視および／または可聴)警告信号を出すものとからなる。
特定の実施例では、上記の警告手段13は、上記の差が、同じく以下に特定されている、少なくとも１つの第２所定期間中上記の所定値より大きい場合のみ警告信号を出す。
よって、本発明による装置１は、プローブ４の圧力タップ４Ａが、例えば、一片の粘着テープにより妨害されると、このプローブ４(およびパイプ６)内に閉じ込められている空気が、即座にプローブ４の加熱システム９を加熱して、作動させ、静圧センサ２により測定されるプローブ４(およびパイプ６)内の静圧が急激に増加することを考慮する。装置１は、測定された静圧を直接モニタすることにより、あるいはこの静圧に依存し、この静圧が異常に変化すると異常に変化するもう１つのパラメータ(特に、気圧高度)をモニタすることによりこの増加を検出できる。
一般に、プローブ４の加熱システム９は地上で作動されるので、通常航空機の少なくとも１つのエンジン(図示略)が始動する、あるいは航空機が地上滑走し始める、あるいは乗務員がプローブ加熱押し釦(プローブ／ウィンドウ・加熱押し釦)を導通すると直ぐ、装置１は、航空機が未だ地上に在る時に、このプローブ４の圧力タップ４Ａの障害物を測定できる。よって、そのような障害物が地上で検知されると、メンテナンス担当は、航空機の離陸前に素早く妨害されたプローブ４から障害物を取除くことができる。よって、故障した静圧センサ２は急速に修繕され、通常の作用に戻され、飛行スケデュール通り早く用いることができる。
好ましい実施例では、本発明による装置１は又モニタされた静圧センサ２の加熱システム９の作動状態をモニタする手段16を備える。この手段16は、上記の加熱システム９の作動を検知すると直ぐにこれを装置１に知らせ、するとこの装置１は上記の必要な措置を取れる。このため、上記の手段16は特に航空機の第１エンジンの始動、および／または通常の加熱システムの作動、および／または航空機の地上滑走の開始をモニタできる。
本発明の装置１が同時に幾つもの静圧センサ２をモニタすることができるのは明らかである。
通常、航空機の風速計ユニット10が少なくとも２つの静圧センサ２に連結されており、これらの圧力タップ４Ａは、図１に示されているように、航空機の胴体３の長手方向軸１７の両側に配置されているのは既知である。
民間輸送飛行機は、通常、この種の３つの風速計ユニット10を有しており、その内の
第１のものは操縦士の注意のため、コックピットに表示されるデータを供給し、
第２のものは副操縦士の注意のため、コックピットに表示されるデータを供給し、
第３のものは第１および第２の風速計が故障した場合必要なら安全のためバックアップとして用いられる。
装置１は、航空機の、１つの風速計ユニット10の全ての静圧センサ２あるいは全ての風速計ユニット10の全ての静圧センサ２をモニタできる。このため、各毎に、装置１は、装置１がモニタする静圧センサ２からなる。
モデュール５を中央処理ユニット11に連結するために用いられるリンク12は電気リンクで、“ＡＲＩＮＣ ４２９”標準の通信バスの形態で実施されるのが好ましい。中央処理ユニット11に直接異なるモデュール５を集積することも考えられる。
図２は、航空機の胴体３にプローブ４を組み合わせたアセンブリ例をしめす。このため、このアセンブリは上記のパイプ６と胴体３との間の以下の要素からなり、それらは順に
螺子カップリング18と、
ワッシャ19と、
電気性であることが好ましい加熱システム９と、
ワッシャ20と、
静圧プローブ４と
ワッシャ21であって、
要素９、４および21は一点鎖線22により示されているように胴体３に共通ボルトにより固定されている場合もある。
更に、上記の中央処理ユニット11は特に、以下のものの一部であり得る。
“ＦＷＣ”(飛行警告コンピュータ)タイプの中央警告コンピュータ、あるいは
“ＡＤＩＲＵ”(飛行データ慣性照合ユニット)タイプの慣性照合および風速データ・ユニット。
更に、特定の実施例では、上記の警告手段13は、“ＥＣＡＭ”(電子中央化航空機監視)タイプの警告メッセージを表示するスクリーンである、スクリーン15からなる。
第１の実施例では、装置1により測定されたパラメータは航空機の気圧高度を示す。装置１の目的は、上記の(各)モニタされた静圧センサ２の上記の(各)加熱システム９を作動させた際の重大で突然の気圧高度変化を検知することである。この場合、装置１は２つの静圧センサ２をモニタし、これらを含むのが好ましく、気圧高度の第１および第２の測定の各々は、これら２つの静圧センサ２の各々によって供給される空気データを用いて為される。次いで、各毎に、航空機の左右両側に位置するのが好ましいこれら２つの静圧センサ２により為される静圧測定を平均した静圧から通常の方法で気圧高度が計算される。
更に、この第１の実施例では、例として、以下の所定値を使用することができる。
第１の所定期間として、６０秒、
第１と第２の測定との間の気圧高度差と比較される、所定の気圧高度値として、２０フィート(約６メータ)と
第２の所定期間として、５秒。
又、第２の実施例では、装置１により測定されたパラメータは気圧高度率を示す。
更に、第３の簡単な実施例では、装置１は、モニタされたパラメータとして、上記の(あるいは各)モニタされた静圧センサ２により直接測定される静圧、即ち、各モニタされた静圧センサ２のプローブ４とパイプ６と内に存在する静圧を用いる。
この第３の実施例では、例として、以下の所定値を使用することができる。
第１の所定期間として、７５秒、
第１と第２の測定との間の気圧高度差と比較される、所定の静圧値として、1ミリバールと
第２の所定期間として、１０秒。
本発明による装置１は、よって、航空機の少なくとも１つの静圧センサ２を効果的且つ確実にモニタできる。
本発明による装置を示すブロック図である。 本発明による装置によってモニタされる圧力センサの詳細を示す。

Claims (14)

  1. 航空機の少なくとも１つの圧力センサ(２)のプローブ(４)の圧力タップ(４Ａ)の障害物を検知する方法であって、上記の圧力センサ(２)はプローブ(４)内の圧力を測定するのに設けられており、上記のプローブ(４)に加えて、このプローブ(４)を加熱するために設けられた１つ以上の作動可能な加熱システム(９)を備え、
    ａ）少なくとも１つの圧力センサ(２)の加熱システム(９)が作動すると、上記の圧力センサ(２)を用いて、上記のプローブ(４)内の圧力に依存する少なくとも１つのパラメータの第１の測定がなされ、
    ｂ）上記の加熱システム(９)を作動後第１の所定期間中に、上記のパラメータの第２の測定が、上記の圧力センサ(２)を用いて為され、
    ｃ）第１の測定と第２の測定との差が計算され、
    ｄ）こうして計算された差が所定値と比較され、
    ｅ）この差が上記の所定値より大きければ、警告信号が出され、障害物が検知されたことを示すことを特徴とするもの。
  2. 請求項１に記載の方法であって、
    上記の圧力センサ(２)の上記の加熱システム(９)の作動状態がモニタされ、上記の工程ａ）では、上記のモニタにより上記の加熱システム(９)の作動が検知されると直ぐ第１の測定が為されることを特徴とするもの。
  3. 請求項１あるいは請求項２に記載の方法であって、
    工程ｅ）では、少なくとも１つの第２所定期間中上記の差が上記の所定値より大きければ、警告信号が出されることを特徴とするもの。
  4. 請求項１から３のいずれか１項に記載の方法であって、
    上記のパラメータが気圧高度を示すことを特徴とするもの。
  5. 請求項４に記載の方法であって、
    ２つの圧力センサ(２)が用いられ、上記の第１と第２の気圧高度の測定値が各々、これらの２つの圧力センサ(２）により供給される空気データを用いて為されることを特徴とするもの。
  6. 請求項１から３のいずれかか１項に記載の方法であって、
    上記のパラメータが気圧高度率を示すことを特徴とするもの。
  7. 請求項１から３のいずれか１項に記載の方法であって、
    上記のパラメータがプローブ(４)内の静圧に対応することを特徴とするもの。
  8. 航空機の少なくとも１つの圧力センサ(２)のプローブ(４)の圧力タップ(４Ａ)の障害物を検知する装置であって、上記の圧力センサ(２)はプローブ(４)内の圧力を測定するのに設けられており、上記のプローブ(４)に加えて、このプローブ(４)を加熱するために設けられた１つ以上の作動可能な加熱システム(９)を備え、
    少なくとも上記の圧力センサ(２)であって、この圧力センサ(２)の加熱システム(９)が作動すると、上記のプローブ(４)内の圧力に依存する少なくとも１つのパラメータの第１の測定をなし、
    上記の加熱システム(９)の作動後第１の所定期間中に、上記のパラメータの第２の測定を為すものと、
    第１の測定と第２の測定との差を計算し、こうして計算された差を所定の値と比較する少なくとも１つの中央処理ユニット(11)と、
    この差が上記の所定値より大きければ、障害物が検知されたことを示す警告信号を出すように形成されている警告手段(13)とからなることを特徴とするもの。
  9. 請求項８に記載の装置であって、
    上記の圧力センサ(２)の加熱システム(９)の作動状態をモニタするための、少なくとも１つの手段(16)をも備えることを特徴するもの。
  10. 請求項８あるいは請求項９に記載の装置であって、
    上記の中央処理ユニット(11)が中央警告コンピュータの一部であることを特徴とするもの。
  11. 請求項８あるいは請求項９に記載の装置であって、
    上記の中央処理ユニット(11)が慣性照合および風速計データユニットの一部であることを特徴とするもの。
  12. 請求項８から１１のいずれか１項に記載の装置であって、
    上記の警告手段(13)が警告メッセージを表示するためのスクリーン(15)からなることを特徴とするもの。
  13. 請求項１から７のいずれか１項のもとに特定された方法を実施するために設けられた装置(１)を含むことを特徴とする航空機。
  14. 請求項８から１２のいずれか１項のもとに特定されたような装置(１)を含むことを特徴とする航空機。
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