JP2022144615A - 着氷検出装置 - Google Patents

Abstract

【課題】電磁干渉の影響を受け難い着氷検出装置を提供する。【解決手段】着氷検出装置は、航空機構造体と、前記航空機構造体に接続され、前記航空機構造体の外部に露出する露出部材と、前記露出部材に接続され、前記航空機構造体および前記露出部材のうち少なくとも一方に被覆される光ファイバセンサと、前記光ファイバセンサから得られる光を測定する測定装置と、を備える。【選択図】図３

Description

本発明は、着氷検出装置に関する。

特許文献１には、航空機の表面における氷の付着を検出する着氷センサについて開示がある。特許文献１の着氷センサは、電気励起により生じるフィンガの共振周波数により氷の付着を検出している。

特開２００５－１４５４５３号公報

特許文献１のような電気式の着氷センサは、電磁干渉の影響を受けやすいという問題があった。

そこで、本発明は、電磁干渉の影響を受け難い着氷検出装置を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明の一実施形態に係る着氷検出装置は、
航空機構造体と、
前記航空機構造体に接続され、前記航空機構造体の外部に露出する露出部材と、
前記露出部材に接続され、前記航空機構造体および前記露出部材のうち少なくとも一方に被覆される光ファイバセンサと、
前記光ファイバセンサから得られる光を測定する測定装置と、
を備える。

本発明によれば、電磁干渉の影響を受け難い着氷検出装置を提供することができる。

図１は、本発明の一実施形態に係る航空機の概略斜視図である。 図２は、本実施形態の着氷検出装置の概略構成図である。 図３は、本実施形態の露出部材に氷が付着した状態を示す図である。 図４は、錘の第１変形例を示す図である。 図５は、錘の第２変形例を示す図である。 図６は、錘の第３変形例を示す図である。 図７は、錘の第４変形例を示す図である。 図８は、別の実施形態の着氷検出装置の概略構成図である。 図９は、別の実施形態の露出部材に氷が付着した状態を示す図である。

以下に添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す具体的な寸法、材料、数値等は、発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。

[１．航空機の全体構成]
まず、図１を参照して、本発明の一実施形態に係る航空機１の全体構成について説明する。図１は、本発明の一実施形態に係る航空機１の概略斜視図である。

図１に示すように、航空機１は、胴体３と、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９とを備える。以下では、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９を単に翼ともいう。

胴体３は、航空機１の機体の中心構造部材であり、前後方向（ロール軸方向）の長さが左右方向（ピッチ軸方向）および上下方向（ヨー軸方向）の長さよりも長い。胴体３の内部には、搭乗者が搭乗可能な搭乗スペースが形成されるとともに、エンジン等の駆動源、燃料タンク、運転装置、計測器等の各種装置が搭載される。

胴体３の中央部の左右両側に、一対の主翼５、５が設けられる。一対の主翼５、５は、胴体３の中央部から左右方向に張り出すように配置される。主翼５は、航空機１に上向きの揚力を発生させる。

胴体３の後部の左右両側に、一対の水平尾翼７、７が設けられる。一対の水平尾翼７、７は、胴体３の後部から左右方向に張り出すように配置される。水平尾翼７は、航空機１のピッチ軸回りの安定性を保つ機能を有する。

胴体３の後部の上側に、垂直尾翼９が設けられる。垂直尾翼９は、胴体３の後部から上方向に張り出すように配置される。垂直尾翼９は、航空機１のヨー軸回りの安定性を保つ機能を有する。

このような航空機１は、飛行中、あるいは、寒冷地に位置するとき、氷が付着する着氷現象が発生する場合がある。例えば、胴体３の機首部分（以下、航空機構造体ＡＳという）の表面に、氷が付着する場合がある。航空機１の表面に氷が付着すると、航空機１の重量が増大し、また、揚力が低下する問題がある。

そのため、本実施形態の航空機１では、航空機構造体ＡＳの表面における氷の付着を検出する着氷検出装置１００を備える。なお、本実施形態では、航空機構造体ＡＳが胴体３の機首部分である場合について説明するが、これに限定されない。例えば、航空機構造体ＡＳは、主翼５、水平尾翼７、垂直尾翼９などであってもよい。

［２．着氷検出装置の構成］
図２は、本実施形態の着氷検出装置１００の概略構成図である。図２に示すように、着氷検出装置１００は、航空機構造体ＡＳと、露出部材１１０と、光ファイバセンサ１２０と、測定装置１３０とを備える。

露出部材１１０は、航空機構造体ＡＳの外面ＳＵに接続される。そのため、露出部材１１０は、航空機構造体ＡＳの外部に露出する。露出部材１１０は、支柱１１１と、錘１１３とを備える。

支柱１１１は、航空機構造体ＡＳの外面ＳＵに立設し、光ファイバセンサ１２０の少なくとも一部を被覆する。支柱１１１の一端は、外面ＳＵに接続され、支柱１１１の他端は、錘１１３に接続される。錘１１３は、露出部材１１０の重量を調整する重量調整部材である。

光ファイバセンサ１２０は、支柱１１１に埋め込まれ、支柱１１１の中心部に位置する。光ファイバセンサ１２０は、支柱１１１の長手方向に延在する。光ファイバセンサ１２０は、露出部材１１０に被覆され、露出部材１１０と一体的に構成される。このように、光ファイバセンサ１２０は、露出部材１１０に接続される。光ファイバセンサ１２０は、航空機構造体ＡＳ内部を貫通し、測定装置１３０に接続される。

測定装置１３０は、航空機構造体ＡＳの内側に配される。測定装置１３０は、光ファイバセンサ１２０内に光を照射し、光ファイバセンサ１２０から得られる光を測定する。本実施形態では、測定装置１３０は、光ファイバセンサ１２０内を進行する光の後方散乱光を測定する。

光ファイバセンサ１２０に歪みや変形が生じると、歪みや変形が生じた歪み部で発生する後方散乱光の周波数が変化する。測定装置１３０は、光ファイバセンサ１２０内を進行する光の後方散乱光の周波数の変化を測定する。ただし、これに限定されず、測定装置１３０は、光ファイバセンサ１２０内を進行する光の反射光の周波数の変化を測定してもよい。

また、光ファイバセンサ１２０に歪みや変形が生じると、歪みや変形が生じた歪み部で光ファイバセンサ１２０内を進行する光の損失が増大し、歪み部で生じる後方散乱光も減少する。したがって、測定装置１３０は、光ファイバセンサ１２０内を進行する光の後方散乱光の光量の変化量を測定してもよい。

光ファイバセンサ１２０と一体化した露出部材１１０の固有振動数ｆは、ｆ＝１／（２π）×（ｋ／ｍ）^１／２で表される。ここで、ｋは、露出部材１１０のばね定数であり、ｍは、露出部材１１０の重量である。つまり、光ファイバセンサ１２０と一体化した露出部材１１０の固有振動数ｆは、露出部材１１０のばね定数ｋと重量ｍを調整することでチューニングすることができる。

図３は、本実施形態の露出部材１１０に氷が付着した状態を示す図である。図３に示すように、露出部材１１０に氷が付着すると、露出部材１１０の重量および剛性が変化する。露出部材１１０の重量および剛性が変化すると、露出部材１１０の振動の周波数が変化する。

露出部材１１０の振動の周波数が変化すると、光ファイバセンサ１２０の歪み量や変形量が変化し、測定装置１３０で測定される後方散乱光の周波数が変化する。測定装置１３０は、後方散乱光の周波数の変化を測定することで、露出部材１１０に氷が付着したことを検知できる。

このように、本実施形態の着氷検出装置１００によれば、露出部材１１０に被覆された光ファイバセンサ１２０を備えることで、露出部材１１０ひいては航空機１に氷が付着したことを検知することができる。

光ファイバセンサ１２０は、電磁干渉の影響を受け難い。したがって、本実施形態の着氷検出装置１００によれば、電磁干渉の影響を受ける場所にも適用することができる。

また、特許文献１のような電気式の着氷センサは、磁性材料や水晶振動子などを使用している。そのため、特許文献１のような電気式の着氷センサでは、適用環境や適用構造物に応じて共振周波数を自由にチューニングすることが困難である。一方、本実施形態の露出部材１１０によれば、例えば、錘１１３の重量を変更することで、光ファイバセンサ１２０と一体化した露出部材１１０の固有振動数（共振周波数）を自由にチューニングすることができる。

本実施形態では、光ファイバセンサ１２０は、露出部材１１０により被覆されている。そのため、光ファイバセンサ１２０が航空機構造体ＡＳの外部に露出して設けられる場合に比べ、光ファイバセンサ１２０の耐久性の低下を抑制することができる。

図４は、錘１１３の第１変形例を示す図である。図４に示すように、第１変形例の錘１１３Ａは、らせん形状を有している。第１変形例の錘１１３Ａは、例えば、支柱１１１の中心軸方向Ｒに離隔した複数の部位１５０を有する。複数の部位１５０の間には、隙間Ｓａが形成される。このように、第１変形例の錘１１３Ａは、複数の部位の間に形成された隙間Ｓａを有する。

図５は、錘１１３の第２変形例を示す図である。図５に示すように、第２変形例の錘１１３Ｂは、円錐らせん形状を有している。第２変形例の錘１１３Ｂは、例えば、支柱１１１の中心軸方向Ｒに離隔した複数の部位１６０を有する。複数の部位１６０の間には、隙間Ｓｂが形成される。このように、第２変形例の錘１１３Ｂは、複数の部位の間に形成された隙間Ｓｂを有する。

図６は、錘１１３の第３変形例を示す図である。図６に示すように、第３変形例の錘１１３Ｃは、蜘蛛の巣形状を有している。第３変形例の錘１１３Ｃは、放射状に延在する複数の延在部１７０と、複数の延在部１７０の間を円弧状に接続する複数の円弧部１７１とを有する。複数の延在部１７０および複数の円弧部１７１の間には、隙間Ｓｃが形成される。このように、第３変形例の錘１１３Ｃは、複数の部位の間に形成された隙間Ｓｃを有する。

図７は、錘１１３の第４変形例を示す図である。図７に示すように、第４変形例の錘１１３Ｄは、ひし形形状を有している。第４変形例の錘１１３Ｄは、例えば、支柱１１１の中心軸方向Ｒに延在する延在部１８０と、延在部１８０と直交方向Ｖに延在する直交部１８１と、中心軸方向Ｒおよび直交方向Ｖに傾斜する複数の傾斜部１８３とを有する。複数の傾斜部１８３は、互いに離隔するとともに延在部１８０および直交部１８１に接続される。延在部１８０、直交部１８１、複数の傾斜部１８３の間には、隙間Ｓｄが形成される。このように、第４変形例の錘１１３Ｄは、複数の部位の間に形成された隙間Ｓｄを有する。

錘１１３Ａ、１１３Ｂ、１１３Ｃ、１１３Ｄは、複数の部位の間に形成された隙間Ｓａ、Ｓｂ、Ｓｃ、Ｓｄを有することで、上記実施形態の錘１１３に比べ、氷が付着しやすくなる。氷が付着することで露出部材１１０の重量を増加させやすくすることができ、その結果、測定装置１３０による着氷検知を容易にすることができる。

［別の実施形態］
図８は、別の実施形態の着氷検出装置２００の概略構成図である。上記実施形態の着氷検出装置１００と実質的に等しい構成要素については、同一符号を付して説明を省略する。着氷検出装置２００は、露出部材２１０と、光ファイバセンサ２２０とを備える。露出部材２１０は、可撓性部材２１１を含む。光ファイバセンサ２２０は、露出部材２１０（可撓性部材２１１）に接続される。

可撓性部材２１１は、例えば、光ファイバケーブルである。可撓性部材２１１の一端は、光ファイバセンサ２２０に接続され、可撓性部材２１１の他端は、錘１１３に接続される。可撓性部材２１１は、支柱１１１の周囲に少なくとも一部が離隔した状態で巻き付けられる。そのため、可撓性部材２１１は、航空機構造体ＡＳの外部に撓んだ状態で配される。可撓性部材２１１が撓んだ状態において、光ファイバセンサ２２０には、可撓性部材２１１からほとんど荷重が伝達されない。

光ファイバセンサ２２０は、航空機構造体ＡＳに埋め込まれ、航空機構造体ＡＳの中心部に位置する。光ファイバセンサ２２０は、航空機構造体ＡＳに被覆され、航空機構造体ＡＳと一体的に構成される。光ファイバセンサ２２０は、測定装置１３０に接続される。

上記実施形態では、光ファイバセンサ１２０は、露出部材１１０に被覆される。一方で、光ファイバセンサ２２０は、航空機構造体ＡＳに被覆される。この点で両者は相違する。なお、光ファイバセンサ１２０、２２０は、露出部材１１０および航空機構造体ＡＳの双方に被覆されてもよい。このように、光ファイバセンサ１２０、２２０は、航空機構造体ＡＳおよび露出部材１１０のうち少なくとも一方に被覆される。

図９は、別の実施形態の露出部材２１０に氷が付着した状態を示す図である。図９に示すように、露出部材２１０に氷が付着すると、可撓性部材２１１は、氷により支柱１１１と一体化する。

そのため、航空機１の飛行中、支柱１１１および錘１１３が振動すると、可撓性部材２１１も振動し、光ファイバセンサ２２０に荷重が伝達される。光ファイバセンサ２２０に荷重が伝達されると、光ファイバセンサ２２０に歪みや変形が生じ、測定装置１３０で測定される後方散乱光の周波数が変化する。測定装置１３０は、後方散乱光の周波数の変化を測定することで、露出部材２１０に氷が付着したことを検知できる。

以上のように、光ファイバセンサ２２０は、航空機構造体ＡＳにより被覆されている。そのため、光ファイバセンサ２２０が航空機構造体ＡＳの外部に露出して設けられる場合に比べ、光ファイバセンサ２２０の耐久性の低下を抑制することができる。

また、航空機構造体ＡＳの外部に露出する可撓性部材２１１が設けられるため、露出部材２１０の着氷時における振動や荷重を光ファイバセンサ２２０に良好に伝達させることができる。また、上記実施形態で説明した効果を得ることができる。

以上、添付図面を参照しながら本発明の実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。

上記実施形態では、露出部材１１０、２１０に錘１１３を設ける例について説明した。しかし、錘１１３は必須の構成ではなく、露出部材１１０、２１０に錘１１３が設けられなくてもよい。

ＡＳ 航空機構造体
ＳＵ 外面
１ 航空機
１００ 着氷検出装置
１１０ 露出部材
１１１ 支柱
１１３ 錘
１２０ 光ファイバセンサ
１３０ 測定装置
２００ 着氷検出装置
２１１ 可撓性部材
２２０ 光ファイバセンサ

Claims (5)

1. 航空機構造体と、
   前記航空機構造体に接続され、前記航空機構造体の外部に露出する露出部材と、
   前記露出部材に接続され、前記航空機構造体および前記露出部材のうち少なくとも一方に被覆される光ファイバセンサと、
   前記光ファイバセンサから得られる光を測定する測定装置と、
   を備える着氷検出装置。
2. 前記露出部材は、該露出部材の重量を調整するための錘を有する、
   請求項１に記載の着氷検出装置。
3. 前記錘は、複数の部位の間に形成された隙間を有する、
   請求項２に記載の着氷検出装置。
4. 前記露出部材は、
   前記航空機構造体の外面に立設し、前記光ファイバセンサを被覆する支柱を含む、
   請求項１～３のいずれか１項に記載の着氷検出装置。
5. 前記露出部材は、
   前記光ファイバセンサに接続され、前記航空機構造体の外部に撓んだ状態で配される可撓性部材を含む、
   請求項１～４のいずれか１項に記載の着氷検出装置。

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