JP2009526982A - 航空機周囲の気流の全体の温度を決定する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 航空機の外側の温度測定について、温度センサの除氷用の加熱の影響や、飛行状態の変化に係る測定誤差などを克服することをめざすものであり、特に、航空機が地上にある場合や、航空機の速度が遅すぎて、そのセンサを加熱する熱を放散させるのに十分なだけの気流を生じさせることができない場合に、全体温度の測定値の補正をする。
【解決手段】 航空機周囲の気流の全体の温度を決定する方法であり、静止温度ＳＡＴのパラメータを測定する過程と、全体温度ＴＡＴのパラメータを測定する過程と、気流の速度の値を決定する過程と、静止温度の測定値のパラメータと全体温度の測定値のパラメータに基づき、その気流の速度に応じて、全体温度の計算値を決定する過程とからなることを特徴とする、温度決定方法。
【選択図】図２

Description

本発明は、特に航空機が地上にあるときに、その航空機周囲の気流の全体の温度を決定するための方法に関するものである。本発明に係る温度決定方法において、全体の温度の測定というのは、静止状態での温度の測定値と、全体温度の測定値とを考慮するものである。

本発明は、航空産業の分野に応用され、特に、航空機外部の温度のパラメータのようなパラメータ測定の分野に応用されるのものである。

航空機搭乗の際に、重要なのは、その航空機の飛行に関する情報の幾つかを知っておくこと、中でも、その航空機の外部の温度を知っておくことである。航空機外部温度の測定に用いられるセンサは、それ専用のものか、多機能のセンサを、その航空機の外側の構造体の中に設置する。その航空機の外部温度は、一般に、全体温度と、静止温度とから得られる。全体温度というのは、その温度の数値に影響を及ぼす空気の流れが存在する状態でのその航空機の周囲の気流の温度である。静止温度というのは、そのような空気の流れがその数値に何の影響も及ぼさないというような条件での、その航空機周囲の気流の温度である。

従来は、全体温度の測定は、その空気の流れの中に、一つまたは複数のセンサを置いて行い、その空気の静止温度は、その全体温度の幾つかの測定値に基づいて計算されている。全体温度測定用のセンサは、一般的には、温度測定専用の自立センサか、他の幾つかの感知器と連動して多機能センサを構成するようなものである。自立的なものであれ、多機能のものであれ、センサは、航空機外部の、空気の流れにさらされる環境で、その航空機に搭載される。

特に飛行中には、その空気は極めて低温なので、センサが着氷しないように、加熱するのが一般的である。特に、多機能センサの場合には、エンジン始動の瞬間から、自動的に除氷策を講じる。しかしながら、センサを加熱すると、必然的に、熱を放出することになる。この熱が、条件によっては、センサによる測定値を狂わすことになりかねない。

さらに詳細に述べると、航空機の飛行中には、そのセンサの周囲の気流により、凍結防止の除氷用の熱を放散させることが可能である。その場合には、除氷策、つまり、そのセンサを加熱することによる影響は、特性の特定化が可能であり、それゆえ、補正が可能である。その場合には、そのセンサから得られる全体温度は、精確で整合性のあるものと言える。逆に、航空機が地上にあるときには、その航空機の周囲を巡る気流は、全く、あるいはほとんどない。それゆえ、そのセンサを加熱する熱は、排除されないことになる。それゆえ、このような加熱の熱を、そのセンサが計算に入れてしまい、全体温度の測定値は、歪曲されてしまう。

この問題を解決するために、気流の速度が一定限度を超える場合にだけ、全体温度用のセンサの除氷をするということが考えられる。そうすれば、航空機が地上にある限りは、センサの除氷は行われないことになる。しかしながら、その場合には、地上での全体温度の測定値は、気象条件に左右されることになる。事実、降雪や酷寒の際には、航空機が地上にある場合、センサが着氷するおそれがあり、そのセンサによる測定値は間違ったものになってしまう。さらに、そのセンサはまた、日光にさらされることから直接、生じる温度差の影響も受けることになる。ところが、そのような気候条件による温度差は、特性の特定化ができないので、補正もできない。

そういうわけで、除氷条件をどのように選んでも（地上を離れた時だけセンサの除氷をするとか、常にセンサの除氷をするとか）、現行の測定技術では、地上での全体温度の、信頼度の高い測定を確実に行うことはできない。

本発明は、まさに、上記に説明した技術の不都合、すなわち、航空機の外側の温度測定について、温度センサの除氷用の加熱の影響や、飛行状態の変化に係る測定誤差などを克服することをめざすものである。そのために、本発明で提案する方法は、特に、航空機が地上にある場合や、航空機の速度が遅すぎて、そのセンサを加熱する熱を放散させるのに十分なだけの気流を生じさせることができない場合に、全体温度の測定値の補正をすることができるものである。そのために、本発明で提案するのは、静止温度を測定し、対気速度に応じて、静止温度と全体温度の測定値を用いて、収束の法則により、全体温度の測定値の補正を行うことである。

さらに詳細に述べると、本発明は、航空機周囲の気流の全体の温度を決定する方法に関するものであり、その温度決定方法は、
・ 静止温度のパラメータを測定する過程と、
・ 全体温度のパラメータを測定する過程と、
・ 気流の速度の値を決定する過程と、
・ 静止温度の測定値のパラメータと全体温度の測定値のパラメータに基づき、その気流の速度に応じて、全体温度の計算値を決定する過程とからなることを特徴とする。

本発明は、以下の特徴のうちの一つまたは複数を備えてもよい。

・ 全体温度の計算値は、全体温度または静止温度の測定値に、場合によっては収束の法則に従った補正を加えたものと対応すること。

・ その収束の法則は、対気速度に応じて異なること。

・ 低速では、全体温度の計算値は、静止温度の測定値に対応すること。

・ 高速では、全体温度の計算値は、全体温度の測定値に対応すること。

・ 中間の速度では、全体温度の計算値は、ある時点での全体温度の測定値と静止温度の測定値との間の隔たりにより、補正を加えたものであること。

・ 航空機を加速する段階では、全体温度ＴＡＴの計算値は、
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＴＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v0＊（Ｖ₁−ＣＡＳ（ｔ））／（Ｖ₁−Ｖ₀）であり、
ここにΔＴ_v0＝ＴＡＴ測定値（ｔ_v0）−ＴＡＴ計算値（ｔ_v0）であること。

・ 航空機を減速する段階では、全体温度ＴＡＴの計算値は、
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＳＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v2＊（ｔ−ｔ_v2）／Ｔ収束値であり、
ここに、ΔＴ_v2＝ＳＡＴ測定値（ｔ_v2）−ＴＡＴ計算値（Ｔ_v2）であること。

・ 本発明は、また、以上に説明した温度決定方法を実施するシステムを備えた航空機に関するものでもある。

図１は、対気速度に応じた全体温度の測定誤差の変遷を示す曲線の例の幾つかを示す。

図２は、対気速度と航空機の飛行の段階に応じて適用すべき収束法則を要約した表を示す。

本発明は、航空機周囲の気流の全体の温度を、気象条件や航空機の速度に左右されずに、決定するための方法に関するものである。この方法により、特に、航空機が地上にあるときの航空機周囲の気流の全体温度を計算することが可能になる。

この全体温度決定方法は、全体温度ＴＡＴを測定する作業と、静止温度ＳＡＴを測定する作業とからなる。全体温度は、全体温度測定専用のセンサか多機能センサを用いて測定されるパラメータである。静止温度は、専用もしくは多機能の、静止温度用のセンサを用いて測定されるパラメータである。全体温度の測定値は、対気速度に応じて異なる収束法則に従って、静止温度を測定することにより補正する。言い換えると、本発明では、全体温度の計算は、対気速度に応じて、全体温度と静止温度の測定値に基づいて行われる。全体温度の計算値のパラメータを決定するのは、その航空機に搭載されたコンピューターであり、さらに詳細には、ＡＤＩＲＵ計算機である。対気速度は、この計算機から知得されるパラメータである。

本発明の方法では、低速においては、全体温度は静止温度に近似しているという事実を考慮に入れている。それゆえ、低速では、全体温度は静止温度に等しいと考えることが可能である。そういうわけで、地上にあって、空気が低速であるときには、センサで測定された静止温度の値により全体温度の計算値の近似値を求めることを選択する。

逆に、高速では、除氷の影響を消散させるのに十分なだけの気流があるものと考える。その場合には、全体温度用のセンサで測定された全体温度の値により全体温度の計算値の近似値を求めることを選択する。

中間速度、すなわち、熱を放散させるだけの気流の存在を確保するには、余りにも低速ではあるけれども、空気の流れがその全体温度にある影響を及ぼす程度には十分に高速であるような速度では、本発明の方法で提案されているのは、少なくとも一つの収束法則に基づき、全体温度の値を計算することである。そういうわけで、本発明の方法で提案されているのは、静止温度を測定することにより近似値を求めることと、全体温度の測定値を直接、計算に入れることとの間の橋渡しをすることである。その橋渡しをするということは、要するに、少なくとも一つの収束法則を適用するということである。

適用すべき法則、つまり、静止温度を測定することにより近似値を求めること、全体温度の測定値を直接、計算に入れるか、それとも、収束法則なのかの選択は、遷移速度と呼ばれる所定の固定速度に対する対気速度に応じて行われる。

本発明の好ましい実施態様では、全体温度の計算は、幾つもの収束法則に基づいて行われるのであり、法則の適用は、対気速度とその航空機の飛行段階に応じて決まる。事実、地上では、その航空機は停止している場合もあり、または離陸段階か、着陸段階の場合もありうる。離陸段階では、航空機は加速する。着陸段階では、航空機は減速する。その航空機が加速中か減速中かによって、一つの収束法則と他のもう一つの法則との間の遷移速度が変化する可能性がある。

さらに詳しく言うと、本発明の方法では、少なくとも二つの遷移速度、すなわち、低速と高速とを計算に入れる。低速遷移速度は、低速に適用される法則と中間速度に適用される法則との間の通過点に対応する。高速遷移速度は、中間速度に適用される法則と高速に適用される法則との間の通過点に対応する。

低い遷移の値を下回る場合には、静止温度の精度は、全体温度の計算値を静止温度の測定値に近似させるのに足りるものである。高速遷移速度を超えると、気流は、除氷用の熱を放散させるのに足りるものとなる。それゆえ、全体温度の計算値を全体温度の測定値により近似させることが可能である。低速遷移速度を通過する時点では、静止温度の測定は、常に十分な精度で行われる。その場合には、静止温度の測定値と全体温度の測定値との間の隔たりを計算しさえすれば、実施すべき補正値の大きさが分かる。

低速及び高速遷移速度の値は、どのような航空機か、そして、計算の時点でその航空機がどの飛行段階にあるかに応じて変化する可能性がある。特に離陸段階では、つまり、その航空機が加速段階にあるときには、選ばれる低速はＶ₀で、高速はＶ₁である。着陸段階では、つまり、その航空機が減速段階にあるときには、遷移速度は速度Ｖ₂である。

このような遷移速度Ｖ₀、Ｖ₂及びＶ₁は、いずれも航空機に対する空気の流れの速さであるが、それらの関係に、静止温度の測定値による近似から、全体温度の測定値による近似に向かって、穏やかに移り変わりつつ、移行することができるような、収束法則を確立する。事実、一貫性からすると、一つの近似からもう一つの別の近似へと、遷移を経ずに、移行することは不可能である。本発明において確立された収束法則は、そのような遷移を確保するものである。

図１では、誤差ＴＡＴと呼ばれる全体温度の誤差が、対気速度に応じて収束することを示す曲線の例が幾つか示されている。そのような曲線により分かるのは、低速遷移速度Ｖ₀またはＶ₂を下回ると、全体温度の誤差がとても大きくなり、したがって、ＴＡＴの測定値を全体温度の値と考えることはできないということである。また、対気速度が高速遷移速度Ｖ₁に近づくほど、ＴＡＴの誤差がそれだけ一層、０に収束することも分かる。それゆえ、Ｖ₁から始めれば、全体温度を全体温度の測定値により近似させることが可能である。低速遷移速度Ｖ₀かＶ₂かの間で、本発明により提案するのは、所与の速度における全体温度の測定値と静止温度の測定値との間の隔たりを測定し、この隔たりを、高速遷移速度Ｖ₁の近くでこの隔たりがゼロになるような曲線に沿って、収束させることである。その収束を、対気速度または時間に応じて行い、それにより、静止温度用のセンサが設置されている区域内で場合によっては生じる慣性を計算に入れることも可能である。

そういうわけで、全体温度の誤差の見積もりは、時間ｔに応じて、以下のやり方により、その航空機が加速段階にあるか減速段階にあるかにもより、行うことが可能である。

加速段階において：
対気速度が低速遷移速度Ｖ₀を下回る場合には、全体温度の計算値は、静止温度の測定値に対応する。それゆえ、以下の式が得られる。
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＳＡＴ測定値（ｔ）
ここに、ＴＡＴ計算値（ｔ）は、その時点ｔでの全体温度の計算値であり、ＳＡＴ測定値（ｔ）は、その時点ｔでの静止温度の測定値である。

遷移速度Ｖ₀を通過する際には、全体温度の測定値と、静止温度に基づく全体温度の計算値との間の隔たりΔＴ_v0を、以下の式で決定することができる。
ΔＴ_v0＝ＴＡＴ測定値（ｔ_v0）−ＴＡＴ計算値（ｔ_v0）
ここに、ＴＡＴ測定値（ｔ_v0）は、速度Ｖ₀を通過する時点で測定した全体温度である。

このようにして、遷移速度Ｖ₀を通過する際、全体温度の測定値と全体温度の計算値との間の隔たりを決定することができるのである。この隔たりは、全体温度の測定値と静止温度の測定値との間の差に対応する。

低速遷移速度Ｖ₀と高速遷移速度Ｖ₁との間の速度については、全体温度の計算値は、隔たりΔＴ_v0と対気速度の分を補正した、全体温度の測定値に基づき、決定される。その場合、全体温度の計算値は、
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＴＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v0＊（Ｖ₁−ＣＡＳ（ｔ））／（Ｖ₁−Ｖ₀）、
ここに、ＣＡＳ（ｔ）は、その航空機の計算機によりノットで得られたその航空機の速度（Ｃｏｍｐｕｔｅｒ Ａｉｒ Ｓｐｅｅｄ）である。

速度が高速遷移速度Ｖ₁に達し、超過する場合は、全体温度の計算値は全体温度の測定値に対応する。それゆえ、以下の式が得られる。
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＴＡＴ測定値（ｔ）

減速段階において：
速度が、高速遷移速度Ｖ₁を上回る場合は、全体温度の計算値は、全体温度の測定値に対応する。それゆえ、以下の式が得られる。
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＴＡＴ測定値（ｔ）

速度が、低速遷移速度Ｖ₂を通過する際には、全体温度の計算値と静止温度の測定値との間の隔たりΔＴ_v2を、以下の式で決定することができる。
ΔＴ_v2＝ＳＡＴ測定値（ｔ_v2）−ＴＡＴ計算値（ｔ_v2）
ここに、ＳＡＴ測定値（ｔ_v2）は、速度Ｖ₂を通過する時点で測定した静止温度であり、ＴＡＴ計算値（ｔ_v2）は、その同じ時点で計算した全体温度である。

それゆえ、この隔たりΔＴ_v2は、静止温度の測定値と全体温度の測定値との間の差に対応する。

遷移速度Ｖ₂を下回ると、全体温度の計算値は、静止温度の測定値に基づき、次の式で隔たりΔＴ_v2の分を補正して、決定される。
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＳＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v2＊（ｔ−ｔ_v2）／Ｔ収束値
ここに、Ｔ収束値は、静止温度に向かって収束する持続時間である。
その後、加速が行われる一方で、静止温度に向かっての収束が終了していない場合には、全体温度の計算値は依然として、この式で決定されることになる。その収束持続時間を過ぎると、全体温度の計算値は、静止温度の測定値に基づくことになり、それはつまり、
ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＳＡＴ測定値（ｔ）である。

様々な収束法則を要約した一覧表が図２に示されている。この表に示されている各法則は、その航空機の飛行の段階（加速段階及び減速段階）と対気速度に応じて適用可能なものである。

遷移速度Ｖ₀、Ｖ₁及びＶ₂は、その航空機と気象条件に応じて決定される固定値である。例えば、遷移速度Ｖ₀は、７０ノットであってよく、遷移速度Ｖ₁は１００ノットであってよい。

遷移速度の値をどう選ぶかについては、航空機を加速する段階、つまり、航空機が加速段階にはあるが、決定速度、つまり、それを過ぎると、もはやブレーキを掛けることはできず、離陸するしかない速度にはまだ達していない場合での具体的な要素を計算に入れなければならない。この場合には、航空機は、特にパイロットが、この決定速度に達していないという理由でブレーキを掛けることを選択する場合に、同時に加速段階と減速段階の状況にあるということも考えられる。この場合に重要なのは、全体温度の計算値を決定する仕方を変更することができるように、遷移速度Ｖ₂を選択する、ということである。その場合には、遷移速度Ｖ₀を下回る遷移速度Ｖ₂を選択するのが都合がよい。

本発明の好ましい実施態様では、高速遷移速度と低速遷移速度は、航空機がまだ地上にあるときに得られる対気速度に対応する。本発明に係る温度決定方法を応用することは、その航空機が地上にあるときに特に有益であるが、それは、上記に説明したセンサの除氷が理由である。しかしながら、この方法が、航空機の飛行時にも適用可能であることにも留意されたい。

対気速度に応じた全体温度の測定誤差の変遷を示す曲線 対気速度と航空機の飛行の段階に応じて適用すべき収束法則の要約

Claims (9)

1. 航空機周囲の気流の全体の温度を決定する方法であり、
   ・ 静止温度のパラメータを測定する過程と、
   ・ 全体温度のパラメータを測定する過程と、
   ・ 気流の速度の値を決定する過程と、
   ・ 静止温度の測定値のパラメータと全体温度の測定値のパラメータに基づき、その気流の速度に応じて、全体温度の計算値を決定する過程とからなることを特徴とする、温度決定方法。
2. その全体温度の計算値が、全体温度または静止温度の測定値に、場合によっては収束の法則に従った補正を加えたものと対応することを特徴とする、請求項１に記載の温度決定方法。
3. その収束の法則が、対気速度に応じて異なることを特徴とする、請求項２に記載の温度決定方法。
4. 低速では、全体温度の計算値が、静止温度の測定値に対応することを特徴とする、請求項２または請求項３に記載の温度決定方法。
5. 高速では、全体温度の計算値が、全体温度の測定値に対応することを特徴とする、請求項２〜４のいずれか一つに記載の温度決定方法。
6. 中間の速度では、全体温度の計算値は、ある時点での全体温度の測定値と静止温度の測定値との間の隔たりにより、補正を加えたものであることを特徴とする、請求項２〜５のいずれか一つに記載の温度決定方法。
7. 航空機を加速する段階では、全体温度ＴＡＴの計算値が、
   ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＴＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v0＊（Ｖ₁−ＣＡＳ（ｔ））／（Ｖ₁−Ｖ₀）であり、
   ここにΔＴ_v0＝ＴＡＴ測定値（ｔ_v0）−ＴＡＴ計算値（ｔ_v0）であることを特徴とする、請求項６に記載の温度決定方法。
8. 航空機を減速する段階では、全体温度ＴＡＴの計算値が、
   ＴＡＴ計算値（ｔ）＝ＳＡＴ測定値（ｔ）−ΔＴ_v2＊（ｔ−ｔ_v2）／Ｔ収束値であり、
   ここにΔＴ_v2＝ＳＡＴ測定値（ｔ_v2）−ＴＡＴ計算値（Ｔ_v2）であることを特徴とする、請求項６または請求項７に記載の温度決定方法。
9. 請求項１〜８のいずれか一つに記載の温度決定方法を実施するシステムを備えていることを特徴とする航空機。

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