JP2010513939A

JP2010513939A - 一体化された全大気温度プローブと電子機器

Info

Publication number: JP2010513939A
Application number: JP2009543196A
Authority: JP
Inventors: サンドナス，マシユー・エル; オーステイン，グレン; ビユンツ，マーク・ジエイ; タイジエン，ダニエル; ウイリアムズ，ウエイド
Original assignee: ローズマウント・エアロスペース・インコーポレーテツド
Priority date: 2006-12-19
Filing date: 2007-12-19
Publication date: 2010-04-30
Also published as: WO2008077131A2; CN101606048A; WO2008077131A3; EP2092286A2; EP2092286B1; BRPI0720526A2; US20080151963A1; ATE534023T1; US7854548B2; CN101606048B; ES2374996T3

Abstract

全大気温度計は、航空機表面の第一の側に固定されたプローブを有する。このプローブは空気入口と温度検出要素を有する。空気は空気入口に入り、温度検出要素の側を通る。温度検出要素は、空気温度の関数として、温度検出要素の電気信号を生じる。全大気温度計は、航空機表面の第二の側に固定された電子機器用パッケージを有する。電子機器用パッケージ内の電子要素は、温度検出要素からの温度検出用電気信号を受け、温度検出要素の電気信号の関数として、全大気温度計を決定する。
【選択図】図１

Description

優先権主張

本出願は米国暫定出願番号第６０／８７０，７１６号（２００６年１２月１９日受付け）（特許文献１）の優先権を主張している。その内容は参考用に本出願書に組込まれている。

本発明は全大気温度を決定するためのセンサーに関する。特に、一体化されたプローブ及び一体化された電子機器の両方を有する全大気温度センサーに関連して特定の用途を見出していて、それに特別に関連させて記述している。しかしながら、本発明を他の用途に適応するように想定されている。

全大気温度（ＴＡＴ）センサーは空中輸送手段（例えば、航空機）で、例えば、大気の質量を通過する空中輸送手段の全温度、真の飛行速度、マッハ数等を決定するのに用いられる。現在配布されているエア・データ構造は、空中輸送手段に登場して遠方の位置で、エア・データ計算機に結線してアナログ（抵抗）出力を用いて、ＴＡＴセンサーに依存している。さらに、空中輸送手段の全温度、真の空中速度、マッハ数を計算することに加えて、エア・データ計算機が、氷結リスクを低減するためにＴＡＴセンサー上のヒーターを監視し、制御する。

エア・データ計算機の遠方にある位置が、ＴＡＴセンサーからエア・データ計算機までのアナログ抵抗出力を伝送するためのケーブルを含めて、回路を必要としている。さらに、加熱されたＴＡＴセンサーはヒーター制御監視を行うため、エア・データ計算機又は他の装置を必要とする。そのような回路は、これらの回路（例えば、エア・データ計算機）を含めた装置のサイズと複雑度を高める。航空機上のケーブルに沿って信号を伝送することは一定の欠陥を生じる。例えば、信号損失は相互接続ケーブル上で生じやすい。さらに、相互接続ケーブルは電気ノイズを生じやすく伝送信号に干渉しやすい。さらに、相互接続ケーブルとエア・データ計算機の間のインターフェース要件が比較的複雑である。

本発明は上記の問題に対応する新規で、改良された装置と方法を提供している。

米国暫定出願番号第６０／８７０，７１６号明細書（２００６年１２月１９日受付け）

本発明の一側面で、全大気温度センサーが、航空機表面の第一の側に固定されたプローブを有する。プローブには空気入口と温度検出要素を有する。空気は空気入口に流れ、温度検出要素のそばを通過する。温度検出要素は大気温度の関数として温度検出要素の電気信号を生じる。全大気温度センサーは航空機表面の第二の側に固定された電子機器用パッケージを有する。電子機器用パッケージ内の電子機器が温度検出要素の電気信号を温度検出要素から受けて、温度検出要素の電気信号の関数として、全大気温度を決定する。

明細書に組込まれ、その一部となる添付図面内で、上記に示す発明の一般的な説明、又は、下記に示す詳細な説明と共に、本発明の実施例を示す。

本発明の原理を示す装置の一実施例に基づく全大気温度センサーの概略的表示を示す。本発明の原理を示す装置の別の実施例に基づく全大気温度センサーの概略的表示を示す。本発明の原理を示す装置の一実施例に基づき各エア・データ計算機と通信する単一チャンネルＴＡＴ（全大気温度計）を示す。本発明の原理を示す装置の一実施例に基づきエア・データ計算機と通信するデュアル・チャンネルＴＡＴを示す。図２に示す実施例に基づきエア・データ・システムと一体化された単一チャンネルに一体化したＴＡＴを示す。図２に示す実施例に基づきエア・データ・システムと一体化された冗長形デュアル・チャンネルに一体化されたＴＡＴを示す。

実施例の詳細説明

図１を参照すると、全大気温度（ＴＡＴ）センサー１０の単純化した要素線図が本発明の一実施例に基づいて示されている。ＴＡＴセンサー１０はプローブ１２及び電子機器用パッケージ１４を有する。一実施例で、プローブ１２が電子機器用パッケージ１４に組込まれている。

プローブ１２は空気入口１６、主流出路１８、センサー流路２０、センサー流路２０内の空気温度を検出するためのサーモメーター又は温度検出要素２４を有する。ヒーター２６はプローブ１２のハウジング３０内に埋込まれている。一実施例では、ヒーター２６が除氷ヒーターとして用いられている。検出要素２４により検出された温度は、ヒーター２６により影響を受けることがある。それゆえ、放射線遮蔽３２（例えば、熱遮蔽）が、検出エラー低減のために検出要素２４の回りに設けられている。空気入口１６に入る空気の一部は主流出路１８を出るが、空気の他の部分はセンサー流路２０に入る。センサー流路２０内に流入した空気がセンサー流路２０とハウジング３０内の各ポート３４、３６を経由して流出する前に、センサー流路２０に入る空気部分の温度が検出要素２４により測定される。

航空機の外板３８（表面）がプローブ１２を支える。より具体的には、センサー１０は外板３８内の穴に取付けるか、外板３８自体に直接取付けるか、又は、二重板（例えば、外板の内側の構造的補強）にする。一実施例では、外板３８は炭素複合材料である。しかしながら、他の実施例では航空機の外板３８に他の材料を想定している。ダクト４０は、プローブ１２と電子機器用パッケージ１４のそれぞれの間の電気接続４２、４４（例えば、電線）の通路を与える。現在まで、金属外板が通常であった。しかしながら、炭素複合材で作られた航空機の外板がポピュラーになっている。炭素複合材の外板３８により、センサー１０（例えば、プローブ１２）と炭素複合材の外板３８の間のインターフェース４５の温度を許容温度に維持することが、炭素複合材の損傷を避けるのに必要である。炭素複合材の外板３８の許容温度（例えば、約６０℃と９０℃の間）は伝統的金属外板が耐えられる値より低い。電子機器が航空機の外板３８の近くに取付けられるとき、環境及び電磁要件は電子機器用凹部及び電子機器が通常設置される他の位置より比較的過酷である。例えば、外板がもはや金属でない場合に、プローブ１２が金属で、落雷のアンテナになるかも知れず、それゆえ、落雷防護の強化が望ましい。そのような落雷防護４７を一体化し
た電子機器１４が収容することを想定している。

電子機器用パッケージ１４にはアナログ・デジタル変換器４６、電力調節器４８、中央処理装置（ＣＰＵ）５０、Ｉ／Ｏバス５２、ヒーター監視・制御装置５４、及び、エンド・プレート温度センサー４９を有し、エンドプレート温度センサー４９はセンサー１０の基板５１の温度を監視する。示された実施例では、基板５１が航空機の外板３８に接触する。しかしながら、この基板は、接触しないが、航空機の外板３８の近くにあることも想定される。一実施例で、電力調節器４８が電力を１５ＶＤＣ、２８ＶＤＣ又は１１５ＶＡＣに調節する。Ｉ／Ｏバス５２が、ＣＡＮバス、ＡＲＩＮＣ４２９又はＦｌｅｘｒａｙ（プラスチック製光ファイバー上の）のような通信バスである。ヒーター監視・制御装置５４がヒーター２６の操作を単純に監視するか、又は、ヒーター２６の動作の監視と制御の両方を行う。それに関して、ヒーター監視・制御装置５４が、もし、装置５４が監視装置としてのみ機能する場合に、ヒーター２６をオン・オフするために、航空機の操縦者により操作できるスイッチを経由してヒーター２６への電流を制御する。ヒーター監視・制御装置５４が、もし、装置５４が制御装置としても機能する場合、航空機の構成入力（例えば、ＷｅｉｇｈｔｏｎＷｈｅｅｌｓ（ＷＯＷ），ａｉｒｓｐｅｅｄ等）を用いて、ヒーター２６を自動オンオフすることにより、ヒーター２６を制御する。

アナログ・デジタル変換器４６は、温度検出要素２４と電気的に通信する。温度検出要素２４は、センサー流路２０内の大気温度の（例えば、その代表となる）関数として、アナログ信号を生じる。アナログ・デジタル変換器４６が検出要素２４から受けたアナログ信号の関数としてデジタル信号を生じる。そのデジタル信号がアナログ・デジタル変換器４６からＩ／Ｏバス５２を経由してＣＰＵ５０に伝送する。ヒーター２６をオン／オフするかどうかを決定するために、ヒーター監視・制御装置５４とも、ＣＰＵ５０が電気的通信を行う。（例えば、ヒーター２６をオン／オフするかどうかを）検出要素２４及び（又は）ヒーター２６の状況により検出された少なくとも温度の関数として、ＣＰＵ５０はＴＡＴを計算する。より具体的には、ヒーター２６がオフであれば、ＴＡＴが検出要素２４により検出された温度であると、ＣＰＵ５０が決定する。他方、ヒーター２６がオンであれば、例えば、検出要素２４により検出された温度に定数を乗ずることにより、ＣＰＵ５０がＴＡＴを決定する。

ＴＡＴは、ＣＰＵ５０からバスＩ／Ｏ５２を経由して航空機上で他のシステム（図示せず）に伝送される。例えば、ＴＡＴがＣＰＵ５０から飛行管理計算機、エンジン計算機、エア・データ計算機、及び／または他の航空機上の計算装置に、真の大気速度、燃料効率、及び／又はエンジン設定等に伝送される。

一実施例で、エンド・プレート・センサー４９はＣＰＵ５０及び／又はヒーター監視・制御装置５４と電気的通信を行い、事前決定されたしきい値より高くなった検出要素２４及び／又はヒーター２６をオフにすることで、外板３８（例えば、炭素複合材の外板）が事前決定されたしきい値より高くなると、ヒーター２６及び／又は検出要素２４をオフにする。検出要素２４及び／又はヒーター２６をオフにすることで、外板３８（例えば、炭素複合材の外板）が、例えば、比較的温かい環境で航空機が地上にいる時、基板と表皮３８の間のインターフェース４５での過熱から損傷を生じる可能性を低減するのに役立つ。典型的に、航空機が飛行中の場合、外板３８を通過する空気が検出要素２４及びヒーター２６を冷却する傾向があるので、検出要素２４及び／又はヒーター２６をオフにする必要が無い。

本発明の第二の実施例が図２に示されている。本発明のこの実施例を理解しやすくするために、図１からの類似要素はダッシュ（’）付き添え字を用いた同様の数字で指定し、新要素は新数字で指定している。

図２を参照すると、プローブ１２’は第２のセンサー集合体６０を有し、この第２のセンサー集合体６０は第二の温度計又は温度検出要素６２を有しており、センサー流路内の空気の温度を検出する。

電子機器用パッケージ１４’は、アナログ・デジタル変換器４６’、電力調節器４８’、ＣＰＵ５０’、Ｉ／Ｏバス５２’及びヒーター監視・制御装置５４’を有し、図１を参照して上記のようにセンサー集合体２２’に電気的に接続されている。それに加えて、電子機器用パッケージ１４’は第二のアナログ・デジタル変換器６４、第二の電力調節器６６、第二のＣＰＵ６８、及び第二のＩ／Ｏバス７０を有しており、第二のセンサー集合体６０に電気的に接続されている。ヒーター監視・制御装置５４’が第二のセンサー集合体６０にも電気的に接続されている。

上記のように、アナログ・デジタル変換器４６’が温度検出要素２４’と電気的に通信を行って、センサー流路内の大気温度の関数としてのアナログ信号を生じる。アナログ・デジタル変換器４６’は、検出要素２４’から受けたアナログ信号の関数としてのデジタル信号を生じる。デジタル信号が、アナログ・デジタル変換器４６’からＩ／Ｏバス５２’を経由してＣＰＵ５０’に伝送される。ＣＰＵ５０’も、ヒーターをオンかオフにするかを決定するためにヒーター監視／制御装置５４’と電気的通信を行う。ＣＰＵ５０’が、検出要素２４’により検出された温度の関数として、又、ヒーターをオンかオフかについてＴＡＴを計算する。特に、ヒーターがオフである場合に、検出要素２４’により検出された温度がＴＡＴであるとＣＰＵ５０’が決定する。他方、ヒーターがオンであれば、ＣＰＵ５０’が、例えば、検出要素２４’により検出された温度を定数と乗じることよりＴＡＴを決定する。

さらに、アナログ・デジタル変換器６４が第二の温度検出要素６２と電気的に通信して、センサー流路内の大気温度の関数として、アナログ信号を生じる。アナログ・デジタル変換器６４が、検出要素６２から受けたアナログ信号の関数としてのデジタル信号を生じる。このデジタル信号がアナログ・デジタル変換器６４からＩ／Ｏバス７０を経由してＣＰＵ６８に伝送される。さらに、ヒーターをオンかオフにするかを決定するために、ヒーター監視・制御装置５４’とＣＰＵ６８が電気的に通信する。このＣＰＵ６８が、ヒーターのオン／オフについて、又、検出要素６２により検出された温度の関数として、ＴＡＴを計算する。特に、ヒーターがオフであれば、ＴＡＴが検出要素６２により検出された温度であるとＣＰＵ６８が決定する。他方、ヒーターがオンであれば、例えば、検出要素６２が検出した温度に定数を乗じることにより、ＣＰＵ６８がＴＡＴを決定する。

図示の実施例では、アナログ・デジタル変換器４６’、電力調節器４８’、ＣＰＵ５０’、Ｉ／Ｏバス５２’ヒーター監視・制御装置５４’及びセンサー集合体２２’は、第二のアナログ・デジタル変換器６４、第二の電力調節器６６、第二のＣＰＵ６８、及び第二のＩ／Ｏバス７０及び第二のセンサー集合体６０から電気的に独立している。同時に、ＣＰＵ５０’及び第二のＣＰＵ６８の両方がヒーター監視・制御装置５４’に電気的に接続されている。

図３は、各データ・バス１６８、１７０を経由して各エア・データ計算機１６４、１６６と通信している単一チャンネルＴＡＴ１６０，１６２を示している。ＴＡＴ１６０、１６２の両方も航空機飛行管理システム（ＦＭＳ）、エンジン・コントローラー、その他のＴＡＴ利用者と通信するが、各データ・バス１６８、１７０を経由して１７２として集合的に表示されている。ＴＡＴ１６０、１６２は各航空機電力バス１７４、１７６を経由して、ヒーター用電力と電子機器用電力も受ける。

図４は、各データ・バス１８６、１８８を経由してエア・データ計算機１８２、１８４と通信するデュアル・チャンネルＴＡＴ１８０を示す。ＴＡＴ１８０は航空機用飛行管理システム（ＦＭＳ）、エンジン・コントローラー、及び、他のＴＡＴ利用者とも通信するが、各データ・バス１８６，１８８を経由して１９０として集合的に表示されている。さらにＴＡＴ１８０は第一ヒーター電力及び第一電子機器用電力を第一航空機用電力バス１９２を経由して受ける。さらに、ＴＡＴ１８０は第二のヒーター電力及び第二の電子機器用電力を第二の航空機用電力バス１９４を経由して受ける。

図５は、図２に示された実施例に基づいてエア・データ・システムに組込まれた単一チャンネルＴＡＴを示している。図示された実施例で、２系統の各ＴＡＴセンサー８０、８２を航空機の両側に配置している。ＴＡＴセンサー８０、８２のそれぞれが上記のように動作する。第一のＴＡＴセンサー８０が第一計算機８６のエア・データ・セクション８４に電気的に接続され、第一計算機８６は航空機に搭載されていて、やはり航空機に搭載されている第二計算機９０の対辺圧力（ＯＳＰ）セクション８８に電気的に接続されている。第二のＴＡＴセンサー８２が第二計算機９０のエア・データ・セクション９２から、一計算機８６のＯＳＰセクション９４に電気的に接続されている。データは、データ・ライン１００を経由して、ｉ）第一ＴＡＴセンサー８０、及び、ｉｉ）第一計算機８６のエア・データ・セクション８４及び第二計算機９０のＯＳＰセクション８８の間で伝送される。電力は、電力ライン１０２を経由して第二計算機９０の第一ＴＡＴセンサー８０及びＯＳＰセクション８８に第一計算機８６のエア・データ・セクション８４から伝送される。さらに、データは、データ・ライン１０４を経由して、ｉ）第二計算機９０の第二ＴＡＴセンサー８２、及び、ｉｉ）第二計算機９０のエア・データ・セクション９２及び第一計算機８６のＯＳＰセクション９４の間で伝送される。また、電力は、電力ライン１０６を経由して、第二計算機９０のエア・データ・セクション９２から第一計算機８６の第二ＴＡＴセンサー８２及びＯＳＰセクション９４に伝達される。

図６は、図２に示される実施例に基づいたデュアル・チャンネル冗長性エア・データ・システムを示している。示される実施例では、２系統のＴＡＴセンサー１１０、１１２が航空機の両側に配置されている。ＴＡＴセンサー１１０、１１２のそれぞれが上記のように動作する。第一のＴＡＴセンサー１１０が、航空機に搭載されている操縦士計算機１１６のエア・データ・セクション１１４に電気的に接続されている。これも航空機に搭載されている第一待機計算機１２０のＯＳＰセクション１１８が電気的に接続している。第一のＴＡＴセンサー１１０も、航空機に搭載され、第二待機計算機１２４のエア・データ・セクション１２２に電気的に接続している。そして副操縦士計算機１２８のＯＳＰセクション１２６も航空機に搭載されている。データは、データ・ライン１３０を経由して、ｉ）第一ＴＡＴセンサー１１０と、ｉｉ）操縦士計算機１１６のエア・データ・セクション１１４及び第一待機計算機１２０のＯＳＰセクション１１８の間で伝送される。又、電力は、電力ライン１３２を経由して、操縦士計算機１１６のエア・データ・セクション１１４から第一待機計算機１２０の第一ＴＡＴセンサー１１０とＯＳＰセクション１１８に伝送される。データは、データ・ライン１３４を経由して、ｉ）第一ＴＡＴセンサー１１０と、ｉｉ）副操縦士計算機１２８のＯＳＰセクション１２６と第二待機計算機１２４のエア・データ・セクション１２２の間で伝送される。又、電力が、電力ライン１２６を経由して、第二待機計算機１２４のエア・データ・セクション１２２から副操縦士計算機１２８の第一ＴＡＴセンサー１１０及びＯＳＰセクション１２６に伝送される。

第二ＴＡＴセンサー１１２は操縦士計算機１１６のＯＳＰセクション１４０及び第一待機計算機１２０のエア・データ・セクション１４２に電気的に接続される。第二ＴＡＴセンサー１１２も第二待機計算機１２４のＯＳＰセクション１４４、副操縦士計算機１２８のエア・データ・セクション１４６にも電気的に接続される。データは、データ・ライン１４８を経由して、ｉ）第二ＴＡＴセンサー１１２と、ｉｉ）操縦士計算機１１６のＯＳ
Ｐセクション１４０及び第一待機計算機１２０のエア・データ・セクション１４２の間に伝送される。そして、電力は、電力ライン１５０を経由して、第一待機計算機１２０のエア・データ・セクション１４２から第二ＴＡＴセンサー１１２及び操縦士計算機１１６のＯＳＰセクションに伝送される。データは、データ・ライン１５２を経由して、ｉ）第二のＴＡＴセンサー１１２とｉｉ）副操縦士計算機１２８のエア・データ・セクション１４６及び第二待機計算機１２４のＯＳＰセクション１４４の間で伝送される。又、電力は、電力ライン１５４を経由して、副操縦士計算機１２８のエア・データ・セクション１４６から第二ＴＡＴセンサー１１２及び第二待機計算機１２４のＯＳＰセクション１４４の間で伝送される。

本発明はその実施例の説明で示されており、又、これら実施例がかなり詳細に示されているけれども、出願内容をこのような詳細な説明に添付の請求項を制限、又は何らかの形で限定することを意図していない。当業の技術者であれば別の利点と変更が容易に明らかにであろう。それゆえ、本発明は、広い立場にたち図示、説明されている特定の細部、代表的装置及び図示の事例に限定されるものでない。従って、出願者の一般的な発明の概念の精神と範囲を逸脱することなく、このような詳細からなし得るものである。

Claims

空気入り口及び温度検出要素を有し、空気が該空気入り口の中に流れ込んで該温度検出要素のそばを通過することにより大気温度の関数として温度検出要素が電気信号を生成するプローブと、
該ブローブに組み込んで温度検出要素から温度検出要素の電気信号を受信して温度検出要素の電気信号の関数としての全大気温度を決定する電子機器用パッケージと、
を具備する全空気温度センサー。
プローブ及び電子機器用パッケージ内の電子機器と電気通信を行う導電体を更に備え、該導電体を経由して温度検出要素から電子機器に温度検出要素電気信号を通信することを特徴とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
全大気温度の関数として該電子機器が電子機器の電気信号を生成し、
電子機器の電気信号が、真の空気速度、燃料効率及びエンジン設定の少なくとも１つを決定するために、航空機上の追加の電気システムに該電子機器から伝送されること
を特徴とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
ハウジング、及び
ハウジングの着氷防止のためのヒーター、
をプローブが更に備えることを特徴とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
電子機器が、ヒーターの状況の関数として全大気温度も決定することを特徴とする請求項４に記載の全大気温度センサー。
プローブが、大気温度の関数としての第二の温度検出要素電子信号を生成する第二の温度検出要素を更に備え、
電子機器用パッケージが、第二の温度検出要素からの第二の温度検出要素の電気信号を受けて第二の温度検出要素の電気信号の関数としての第二の全大気温度を決定する第二の電子機器、を備えることを特徴とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
電子機器内の電気要素が、第二の電子機器内の相当する電気要素に対して電気的に独立していることを特徴とする請求項６に記載の全大気温度センサー。
プローブが、ハウジングと、ハウジングの着氷防止のためのヒーターとを備え、電子機器用パッケージが、ヒーターの状態を監視するモニターを更に備え、該モニターが電子機器内の電気要素と、第二電子機器内の対応する電気要素と電気的に通信し、該電子機器及び第二の電子機器が、ヒーターの状態の関数としての全大気温度を決定することを特徴とする請求項６に記載の全大気温度センサー。
第二の空気の入り口と第二の温度検出要素を有し空気が第二の空気入り口に流入して第二の温度検出要素のそばを通ることにより大気の温度の関数として第二の温度検出要素が電気信号を生成する第二のプローブと、
該第二のプローブに組込んで第二の電子機器用パッケージ内の第二の電子機器が、第二の温度検出要素から第二の温度検出要素の電気信号を受信して第二の温度検出要素の電気信号の関数としての第二の全大気温度を決定する第二の電子機器用パッケージとを具備することを特徴とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
該プローブが第二のプローブから機械的に及び電気的に独立しており、
電子機器が第二の電子機器から機械的に及び電気的に独立していて該電子機器が航空機
の第一の電子計算機と電気的に通信し、第二の電子機器が航空機の第二の電子計算機と電気的に通信し、第一の電子計算機が第二の電子計算機と電気的に独立していることを特徴とする請求項９に記載の全大気温度センサー。
一体化したプローブ及び電子機器用パッケージが航空機の機体内に固定されていることを特等とする請求項１に記載の全大気温度センサー。
航空機の機体が炭素複合材料であることを特徴とする請求項１１に示された全大気温度センサー。
電子機器用パッケージが、一体化したプローブと電子機器用パッケージ及び航空機の機体の間のインターフェースの温度を監視するためのインターフェース温度センサーを更に備えたことを特徴とする請求項１２に記載の全大気温度センサー。
インターフェースの温度が事前設定のしきい値より高ければ、プローブのハウジング内の少なくとも１つのヒーター及び温度検出要素がオフにされることを特徴とする請求項１３に記載の全大気温度センサー。