JP2022172464A - 静大気温度を取り入れることによる航空機の対気速度の計算 - Google Patents

Abstract

【課題】既存の対気速度計算システム及び方法の欠点のうちの少なくとも１つを克服するシステム及び方法を提供する。
【解決手段】システムが、航空機に取り付けられた静大気温度プローブ、電子飛行計器システム及びプロセッサを含むことができる。プロセッサは、静大気温度プローブを使用して航空機における静大気温度を測定するように構成されてよい。さらに、プロセッサは、静大気温度に少なくとも部分的に基づいて航空機に関するマッハ数を計算するように構成されてよい。さらに、プロセッサは、マッハ数に基づいて航空機の真対気速度を計算するように構成されてよい。プロセッサは、真対気速度の表示を、電子飛行計器システムを使用して表示することができる。さらに、プロセッサは、静大気温度に少なくとも部分的に基づいて音速を計算するように構成されてよい。
【選択図】図３

Description

本開示は、広くには、対気速度の計算の分野に関し、特には、静大気温度を取り入れることによる航空機の対気速度の計算に関する。

パイロット及び自動操縦システムは、航空機の安全な飛行を保証するために、対気速度の正確な示度に依存する。対気速度を計算する従来の方法は、測定された全圧と静圧との差に基づいて対気速度を計算するピトー静圧システム（例えば、圧力に基づくシステム）を利用する。そのような方法は、例えば氷または火山灰などの汚染物質あるいはセンサを遮りかねない昆虫の巣によって測定値が損なわれる場合に、誤差を免れない。

対気速度を計算する１つの公知の既存の代替方法は、航空機の計算モデルに依存することができ、迎角、揚力、抗力、重量、高度、空力係数、エンジン推力推定値、などの多数の航空機パラメータを含むことができる。これらのパラメータは、飛行中に絶えず変化し得る。そのような計算は、航空機の種類ごとに固有であり得、これらの計算の精度は、モデルの単純化、不確実性及び誤差の影響を受ける可能性がある。したがって、これらの推定値は、場合によっては不正確になり得る。さらに、これらの推定方法は、計算が複雑かつ反復的になりかねず、精度に関して反復プロセスの収束に依存し、精度が保証されない可能性がある。これらの推定方法は、ジェット航空機が典型的に稼働する高亜音速の領域において不確実性または誤差を特に生じやすい可能性がある。

対気速度を決定するための別の代替方法は、光学センサを使用し、航空機に取り付けられたレーザ光源からの反射の検出に基づいて、大気中の離れた粒子の速度を計算することができる（例えば、光検出及び測距（ＬＩＤＡＲ））。このような光学的方法は、高価な検出装置及び光源に依存する。さらに、これらの方法は、空気中の過度の粒子によって大気を通る光の透過が変化する可能性があり、光投影窓及び検出窓が浮遊灰粒子からの衝撃によって損傷する可能性があるため、ピトー静圧システムに悪影響を及ぼしかねない条件と同じ条件のいくつか（例えば、火山灰）に起因する不正確さに対して、脆弱である可能性がある。

別の方法（フラッシュ・エア・データ・システム（ＦＡＤＳ）と呼ばれる）は、機体の各所に分布した圧力測定用の埋込型の静圧ポートを使用することができる。対気速度を、さまざまな箇所の多数のポートにおいて測定された圧力を利用する複雑なアルゴリズムに基づいて計算することができる。１つの欠点は、センサ、とりわけ上向きのポートが、航空機が就航していないときに降水及び汚染物質の影響を受けやすいため、大型の輸送機にとって非実用的となり得ることである。別の欠点は、１つ以上のセンサからの読取値の異常を検出することが困難であり、対気速度の誤りに気付かない可能性があることである。他の欠点も存在し得る。

既存の対気速度計算システム及び方法の欠点のうちの少なくとも１つを克服するシステム及び方法が開示される。一例において、航空機の真対気速度が、静大気温度（外気温度とも呼ばれる）を直接測定する静大気温度プローブ及び全温度を測定する全温度プローブからの測定値を使用して計算することができる。静大気温度プローブを、機体の付近の空気温度が静大気温度または外気温度にほぼ等しいことを計算流体力学解析によって示すことができる位置において、航空機の機体に取り付けることができる一方で、全温度プローブを、全温度プローブを航空機の機体から短い距離だけ離して支持するストラット上など、全温度プローブがほぼ自由流の空気流に曝される位置に取り付けることができる。次いで、マッハ数及び対気速度を、大気物理学を支配する方程式を使用して計算することができる。このプロセスは、高亜音速飛行において温度が速度に相関し得るがゆえに、低亜音速飛行の体制とは対照的に、主に高亜音速飛行の体制に適用可能であり得る。この新規な方法は、対気速度の他の計算方法と比べ、大幅に簡単に実施することができる。さらに、本方法を、典型的な計算方法によってもたらされる情報における誤差を検出することができる対気速度量の別個のソースを提供するために使用することができる。

一例においては、一方法が、静大気温度プローブを使用して航空機における静大気温度を測定することを含む。本方法は、静大気温度に少なくとも部分的に基づいて、現在の飛行高度における航空機に関するマッハ数を計算することを含む。本方法は、マッハ数に基づいて航空機の真対気速度を計算することをさらに含む。本方法は、航空機の稼働において使用するために真対気速度の表示を表示することを含む。

いくつかの例において、本方法は、全温度プローブを使用して航空機における全温度を測定するステップをさらに含み、マッハ数の計算は、全温度と静大気温度との間の差にさらに基づく。いくつかの例において、本方法は、静大気温度に基づいて現在の飛行高度での航空機における音速を計算するステップをさらに含み、真対気速度の計算は、現在の飛行高度での音速にさらに基づく。いくつかの例において、本方法は、航空機における静圧を測定するステップと、マッハ数及び静圧に基づいて衝撃圧力を計算するステップと、衝撃圧力を静圧に加えることによって全圧を計算するステップとを含む。いくつかの例において、本方法は、航空機における静圧に基づいて航空機の高度を計算するステップを含む。いくつかの例において、本方法は、較正済対気速度を計算するステップと、航空機の稼働において使用するために較正済対気速度の表示を表示するステップとを含む。

いくつかの例において、静大気温度プローブは、少なくとも２つの静大気温度プローブからなる組の一部である。少なくとも２つの静大気温度プローブからなる組は、全温度プローブなどの航空機に取り付けられた他のセンサの近傍において、航空機の前方本体ステーションに配置される。いくつかの例において、少なくとも２つの静大気温度プローブからなる組は、静圧センサなどの航空機に取り付けられた他のセンサの近傍において、航空機の前方本体ステーション以外の本体ステーションに配置される。少なくとも２つの静大気温度プローブの組の位置は、その位置において静大気温度がもたらされるように、計算流体力学解析を使用して決定される。静大気温度プローブによって得られる測定値は、静大気温度に密接に相関し得る。いくつかの用途において、測定値は、他のセンサからの測定値に基づく何らかの補正を必要とする可能性がある。

一例においては、システムが、航空機に取り付けられた静大気温度プローブを含む。システムは、電子飛行計器システムをさらに含む。システムは、プロセッサをさらに含む。プロセッサは、静大気温度プローブを使用して航空機における静大気温度を測定するように構成される。さらに、プロセッサは、静大気温度に少なくとも部分的に基づいて航空機に関するマッハ数を計算するように構成される。さらに、プロセッサは、マッハ数に少なくとも部分的に基づいて航空機の真対気速度を計算するように構成される。真対気速度は、高度及び静大気温度にも基づくことができる。プロセッサは、真対気速度の表示を、電子飛行計器システムを使用して表示するように構成される。

いくつかの例において、システムは、航空機に取り付けられた全温度プローブを含む。プロセッサは、全温度プローブを使用して航空機における全温度を測定するようにさらに構成される。マッハ数の計算は、全温度と静大気温度との間のスケーリングされた差にさらに基づく。いくつかの例において、プロセッサは、静大気温度に基づいて航空機における音速を計算するようにさらに構成され、真対気速度の計算は、航空機における音速にさらに基づく。いくつかの例において、プロセッサは、航空機における静圧を測定し、マッハ数及び静圧に基づいて衝撃圧力を計算し、衝撃圧力を静圧に加えることによって全圧を計算するように構成される。さらに、プロセッサは、計算された衝撃圧力を、測定された静圧及び全圧から得られる測定された衝撃圧力と比較するように構成されてよい。いくつかの例において、プロセッサは、航空機における静圧に基づいて航空機の高度を計算するように構成される。いくつかの例において、プロセッサは、較正済対気速度を計算し、電子飛行計器システムを使用して較正済対気速度の表示を表示するように構成される。

いくつかの例において、静大気温度プローブは、航空機の前方本体ステーションに配置される。いくつかの例において、静大気温度プローブは、航空機の前方本体ステーション以外の本体ステーションに配置される。いくつかの例において、静大気温度プローブは、航空機に取り付けられた少なくとも２つの静大気温度プローブからなる組のうちの１つである。いくつかの例において、航空機は、高亜音速で飛行するように構成されたジェット航空機である。

一例においては、システムが航空機を含む。システムは、航空機における静大気温度を測定するように構成された静大気温度プローブをさらに含む。システムは、真対気速度の表示を表示するように構成された電子飛行計器システムをさらに含み、真対気速度は、静大気温度に少なくとも部分的に基づいて計算される。計算はマッハ数に基づいてもよい。

航空機の対気速度を計算するためのシステムを示す概略図である。 航空機の対気速度の計算に関連するデータを示すブロック図である。 航空機の対気速度を計算するための方法を示すブロック図である。

本開示は、さまざまな修正形態及び代替形態を受け入れる余地があるが、特定の実施形態が、例として図面に示されており、本明細書において詳細に説明される。しかしながら、本開示が、開示される特定の形態に限定されるものではないことを、理解すべきである。むしろ、本開示の範囲に含まれるすべての修正物、均等物及び代替物が包含されるように意図される。

図１を参照すると、航空機の対気速度を計算するためのシステム１００が示されている。システムを、前方本体ステーション１０４及び別の本体ステーション１０６を有する航空機１０２において実施することができる。図１において、システム１００のいくつかの部分が、前方本体ステーション１０４に配置されているものとして説明され、他の部分が、他の本体ステーション１０６に配置されているものとして説明される。しかしながら、実際には、各々のコンポーネントの実際の位置はさまざまであってよい。さらに、システム１００に加えて、図１には示されていない航空機１０２の操縦及び稼働のための他のシステム及びコンポーネントも含まれてよい。航空機１０２は、システム間の動作を調和させ、本明細書で説明されるような計算及び動作を実行することができる飛行制御電子機器１１０を装備することができる。飛行制御電子機器１１０は、１つ以上のプロセッサ１１２を含むことができる。

本明細書において使用されるとき、プロセッサ１１２は、マイクロコントローラ、中央処理装置（ＣＰＵ）、グラフィック処理装置（ＧＰＵ）、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）、周辺インタフェースコントローラー（ＰＩＣ）、別の種類のマイクロプロセッサ及び／またはこれらの組み合わせを含むことができる。さらに、プロセッサ１１２は、集積回路、相補型金属酸化膜半導体電界効果トランジスタ（ＭＯＳＦＥＴ）回路、超大規模集積（ＶＬＳＩ）回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、論理ゲート回路の組み合わせ、別の種類のデジタルまたはアナログ電気設計コンポーネント、あるいはこれらの組み合わせとして実装されてよい。本開示の目的に関して、プロセッサ１１２は、本明細書に記載される機能を実行するための充分なメモリをさらに含むことができる。メモリは、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読出し専用メモリ（ＲＯＭ）、磁気ディスクメモリ、光ディスクメモリ、フラッシュメモリ、データ及びプロセッサ命令を格納することができる別の種類のメモリ、などのメモリデバイス、あるいはこれらの組み合わせを含むことができる。プロセッサ１１２は、集中型であっても、複数の処理ユニットに分散されてもよい。さらに、図１はプロセッサ１１２を航空機１０２に位置するものとして示しているが、実際には、プロセッサ１１２またはその一部は遠方に配置されてもよい。

システム１００は、システム１００のパイロットまたは他のユーザにさまざまな飛行パラメータの表示を提供することができる電子飛行計器システム１１４を含むことができる。例えば、電子飛行計器システム１１４は、航空機１０２を操縦するために使用することができる多数の他のパラメータの中でもとりわけ、静大気温度、全温度、マッハ数、較正済対気速度、音速、真対気速度、衝撃圧力、静圧及び航空機１０２の高度の表示を表示することが可能であってよい。

データバス１６０が、電子飛行計器システム１１４と飛行制御電子機器１１０との間の通信を中継することができる。他のシステムも、データバス１６０を介して飛行制御電子機器１１０と通信することができる。単一の接続として示されているが、データバス１６０は、電子飛行計器システム１１４及び飛行制御電子機器１１０などの航空機１０２のコンポーネント間の電子通信を維持することができる任意の種類の通信インフラストラクチャを含むことができる。

システム１００は、右ピトー１２２、中央ピトー１２４及び左ピトー１２６を含むことができる。ピトー１２２、１２４、１２６は、前方本体ステーション１０４に配置されてよく、航空機１０２の選択された位置における空気圧を測定するために使用されてよい。航空機１０２の機体の断面におけるピトー１２２、１２４、１２６の実際の位置は、さまざまであってよく、図１とは違ってもよい。図１は３つのピトー１２２、１２４、１２６を示しているが、実際には、３つよりも多数または少数のピトーが含まれてもよい。

飛行制御電子機器１１０にピトー１２２、１２４、１２６を結合させることができる。分かりやすくするために図示されていないが、ピトー１２２、１２４、１２６において得られた測定値を飛行制御電子機器１１０において使用するための可読フォーマットに変換するために、追加の機械的及び電気的、あるいは電子的なデバイスが含まれてよい。右ピトー１２２、中央ピトー１２４、左ピトー１２６またはこれらの組み合わせから得られた測定値を使用して、航空機１０２に関連する全圧を決定することができる。全圧は、空気が測定点において速度を有さず、あるいは無視で速度しか有さないように、ピトー１２２、１２４、１２６内で測定されたよどみ点圧力であってよい。

システム１００は、右静圧センサ１２８、中央静圧センサ１３０及び左静圧センサ１３２を含むことができる。静圧センサ１２８、１３０、１３２は、他方の本体ステーション１０６に配置されてよく、航空機１０２における静圧を測定するために使用されてよい。図１は３つの静圧センサ１２８、１３０、１３２を示しているが、実際には、３つよりも多数または少数の静圧センサが含まれてもよい。

飛行制御電子機器１１０に静圧センサ１２８、１３０、１３２を結合させることができる。ピトー１２２、１２４、１２６と同様に、測定値を飛行制御電子機器１１０において使用するための可読フォーマットに変換するために、追加の機械的及び電気的なデバイスが含まれてよい。右静圧センサ１２８、中央静圧センサ１３０及び左静圧センサ１３２、あるいはこれらの組み合わせから得られた測定値を使用して、航空機１０２に関連する静圧を決定することができる。静圧は、ピトー１２２、１２４、１２６によって測定された全圧と航空機１０２に関連する衝撃圧力との間の差に等しくてよい。このように、全圧及び静圧を測定することによって、衝撃圧力も測定され、決定することができる。

システム１００は、前方本体ステーション１０４に配置された全温度プローブ１３６を含むことができる。全温度プローブ１３６は、全温度を測定することができ、全温度は、空気を通過する航空機１０２の移動に関連する温度成分を含み得る。全温度プローブ１３６において得られた測定値を、データバス１６０を介して飛行制御電子機器１１０へと送信することができる。

現時点において、衝撃圧力及び静圧を使用して、航空機１０２に関連するマッハ数を決定することができる。次いで、全温度をマッハ数と併せて使用して、静大気温度を計算することができる。静大気温度及びマッハ数に基づいて、対応する真対気速度を決定することができる。しかしながら、このプロセスは、とりわけピトー１２２、１２４、１２６または静圧センサ１２８、１３０、１３２のうちの１つが（例えば、氷、埃または灰によって）詰まり、あるいは他のかたちで動作不能になる場合に、誤差の可能性を免れない。

システム１００は、右静大気温度プローブ１４０、中央静大気温度プローブ１４２及び左静大気温度プローブ１４４を含むことができる。静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４は、航空機における静大気温度を測定することができる。静大気温度は、全温度から空気を通過する航空機１０２の移動に関連する温度成分を引き算したものに等しくてよい。図１は３つの静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４を示しているが、実際には、３つよりも多数または少数の静大気温度プローブが含まれてもよい。例えば、場合によっては、単一の静大気温度プローブで充分であるかもしれない。

静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４は、温度測定値に対する空気を通過することによる温度の影響を低減するために、他方の本体ステーション１０６に沿って配置されてよい。静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４の正確な位置を、航空機１０２の種類及び形状に基づいて計算によって決定することができる。例えば、静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４の位置を、その位置において航空機１０２の近傍の空気流からの干渉を伴わない静大気温度がもたらされるように、計算流体力学解析を使用して決定することができる。一例において、少なくとも中央静大気温度プローブ１４２は、航空機１０２の機体の下側に配置されてよい。

随意により、静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４は、図１の破線の囲みによって示されるように、前方本体ステーション１０４に配置されてよい。図１は、飛行制御電子機器１１０に直接接続された静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４を示しているが、いくつかの例において、静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４において得られた測定値は、データバス１６０を介して飛行制御電子機器１１０へと送信されてもよい。

図２が、航空機の対気速度及び他のパラメータの計算に関連するデータ２００を示している。データ２００は、本明細書に記載のような図１のシステム１００によって測定及び／または計算されてよい。最初に、静圧センサ１２８、１３０、１３２のうちの少なくとも１つによって静圧２２４を測定することができ、静大気温度プローブ１４０、１４２、１４４のうちの少なくとも１つによって静大気温度２０２を測定することができ、全温度プローブ１３６によって全温度２０４を測定することができる。

航空機１０２に関連するマッハ数２０６を、静大気温度２０２及び全温度２０４に基づいて計算することができる。例えば、マッハ数を、式

によって決定することができ、ここでＭはマッハ数２０６であり、Ｔｔは全温度２０４であり、Ｔｓは静大気温度２０２であり、ｋは回復係数であり、センサの特性及びシステムの設置に依存する。上記の式において、Ｔｔ及びＴｓの単位は、ケルビン度である。マッハ数２０６は、航空機１０２を取り囲む環境に固有であり得る。音速は、高度及び大気圧などのパラメータに左右される周囲の気温に依存する。マッハ数２０６の表示２０８を、電子飛行計器システム１１４を使用して、パイロットまたは他のユーザへと表示することができる。

さらに、較正済対気速度２１０を計算することができ、較正済対気速度２１０の表示２１２を、電子飛行計器システム１１４を使用してパイロットまたは他のユーザへと表示することができる。

高亜音速において、音速２１４（温度に依存する）を、静大気温度２０２を使用して計算することができる。例えば、音速２１４を、式

によって決定することができ、ここでａは音速２１４であり、ａ_０は海面における標準大気圧での音速（ａ_０＝６６１．４８ノット）であり、Ｔｓは静大気温度２０２であり、Ｔ０は海面における標準日温度（Ｔ０＝２７３．１５＋１５°Ｋ）である。上記の式において、Ｔｓ及びＴ０の単位は、ケルビン度である。音速２１０の表示２１６を、電子飛行計器システム１１４を使用して、パイロットまたは他のユーザへと表示することができる。

マッハ数２０６及び音速２１４に基づいて、真対気速度２１８を計算することができる。例えば、真対気速度２１８を、式
ＴＡＳ＝Ｍ＊ａ
によって決定することができ、ここでＴＡＳは真対気速度２１８であり、Ｍはマッハ数２０６であり、ａは音速２１４である。上記の式において、ａ及びＴＡＳの単位は、ノットである。真対気速度２１８の表示２２０を、電子飛行計器システム１１４を使用して、パイロットまたは他のユーザへと表示することができる。

さらに、静大気温度２０２に基づくマッハ数２０６を、静圧２２４と共に、衝撃圧力２２２及び全圧２２６を計算するために使用することができる。例えば、静圧に対する衝撃圧力の比を、式

を使用して計算することができ、ここでｑｃは衝撃圧力２２２であり、ｐｓは静圧であり、Ｍはマッハ数２０６である。上記の式において、ｐｓ及びｑｃの単位は、ｍＢａｒである。この比及び測定された静圧２２４を使用して、衝撃圧力２２２を計算することができる。全圧２２６を、式
ｐ_Ｔ＝ｐ_ｓ＋ｑ_ｃ
によって決定することができ、ここでｐ_Ｔは全圧２２６であり、ｐ_ｓは測定された静圧２２４であり、ｑ_ｃは衝撃圧力２２２である。上記の式において、ｐ_Ｔの単位は、ｍＢａｒである。いくつかの場合に、全圧２２６を、航空機１０２におけるセンサの正確な機能を保証するために、測定された全圧を検証するために使用することができる。

航空機１０２の高度２２８を、式

を使用して計算することができ、ここでＨは気圧高度であり、ｐｓは静圧であり、ｐ０は海面における標準大気圧であり、Ｋ１及びＫ２は定数である。上記の式において、Ｈの単位はフィートであり、ｐｓ及びｐ０の単位はｍＢａｒである。高度２２８の表示２３０を、電子飛行計器システム１１４を使用して、パイロットまたは他のユーザへと表示することができる。

計算によるのではなく、測定された静大気温度２０２を使用する利点は、真対気速度２１８を含むデータ２００を、氷、灰、または空気中の他の物質の干渉の場合に不正確さの影響を受けかねない圧力センサに依存することなく、決定できることであってよい。他の利点も存在し得る。

図３を参照すると、航空機の対気速度を計算するための方法３００が示されている。方法３００は、３０２において、静大気温度プローブを使用して航空機における静大気温度を測定することを含むことができる。例えば、静大気温度２０２を、右静大気温度プローブ１４０、中央静大気温度プローブ１４２及び左静大気温度プローブ１４４のうちの少なくとも１つによって測定することができる。

方法３００は、ステップ３０４において、全温度プローブを使用して航空機における全温度を測定することをさらに含むことができる。例えば、全温度プローブ１３６を使用して全温度２０４を測定することができる。

さらに、方法３００は、ステップ３０６において、現在の飛行高度における航空機に関連するマッハ数を計算することを含むことができる。例えば、マッハ数２０６を、静大気温度２０２及び全温度２０４に基づいて計算することができる。

方法３００は、ステップ３０８において、現在の飛行高度での航空機における音速を計算することを含むことができる。例えば、音速２１４を、静大気温度２０２に基づいて計算することができる。

方法３００は、ステップ３１０において、航空機の真対気速度を計算することをさらに含むことができる。例えば、真対気速度２１８を、音速２１４及びマッハ数２０６に基づいて計算することができる。

さらに、方法３００は、ステップ３１２において、航空機の稼働において使用するために真対気速度の表示を表示することを含むことができる。例えば、真対気速度２１８の表示２２０を、電子飛行計器システム１１４において表示することができる。

方法３００は、ステップ３１４において、航空機における静圧を測定することを含むことができる。例えば、測定による静圧２２４を、右静圧センサ１２８、中央静圧センサ１３０及び左静圧センサ１３２のうちの少なくとも１つを使用して測定することができる。

方法３００は、ステップ３１６において、衝撃圧力を計算することをさらに含むことができる。例えば、衝撃圧力２２２を、マッハ数２０６及び測定された静圧２２４に基づいて計算することができる。

さらに、方法３００は、ステップ３１８において、衝撃圧力を静圧に加えることによって全圧を計算することを含むことができる。例えば、全圧２２６を、衝撃圧力２２２を測定された静圧２２４に加えることによって計算することができる。

方法３００は、ステップ３２０において、航空機の高度を計算することを含むことができる。例えば、高度２２８を、測定された静圧２２４に基づいて計算することができる。

方法３００は、ステップ３２１において、航空機の稼働において使用するために高度の表示を表示することをさらに含むことができる。例えば、高度２２８の表示２３０を、電子飛行計器システム１１４を使用して表示することができる。

方法３００は、ステップ３２２において、較正済対気速度を計算することを含むことができる。例えば、較正済対気速度２１０を計算することができる。

方法３００は、ステップ３２４において、航空機の稼働において使用するために較正済対気速度の表示を表示することをさらに含むことができる。例えば、較正済対気速度２１０の表示２１２を、電子飛行計器システム１１４において表示することができる。

方法３００の利点は、測定された静大気温度に基づいて真対気速度、音速、などを計算することにより、圧力センサ及びピトーに関連する不正確さの可能性を回避できることである。さらに、静大気温度に基づく計算は、真対気速度を計算する他の方法と比較して、単純化が可能である。

（１）航空機の種々のピトーにおいて得られる圧力測定値とは無関係な静温度の測定値を得ることができ、（２）静温度の測定値を、空気圧センサに依存する従来からの真対気速度の計算と比較するための真対気速度の追加の計算として使用することができ、（３）１つ以上の圧力ピトーが（例えば、降水、詰まり及び／またはデブリに起因して）故障し、あるいは信頼できなくなった場合に、静大気温度の測定値を使用して真対気速度を計算することができ、（４）静大気温度の測定値が、ピトーの故障の場合の乗組員の混乱の可能性を防止し、航空の安全性を高めることができるなど、上述のシステム及び方法のいくつかのさらなる利点が存在する。他の利点も存在し得る。

さまざまな例を示して説明してきたが、本開示は、そのように限定されず、当業者にとって明らかであるようなあらゆる修正形態及び変形形態を含むと理解される。

１００ システム、１０２ 航空機、１０４ 前方本体ステーション、１０６ 別の本体ステーション、１１０ 飛行制御電子機器、１１２ プロセッサ、１１４ 電子飛行計器システム、１２２ 右ピトー、１２４ 中央ピトー、１２６ 左ピトー、１２８ 右静圧センサ、１３０ 中央静圧センサ、１３２ 左静圧センサ、１３６ 全温度プローブ、１４０ 右静大気温度プローブ、１４２ 中央静大気温度プローブ、１４４ 左静大気温度プローブ、１６０ データバス、２０２ 静大気温度、２０４ 全温度、２０６ マッハ数、２０８ 表示、２１０ 較正済対気速度、２１２ 表示、２１４ 音速、２１６ 表示、２１８ 真対気速度、２２０ 表示、２２２ 衝撃圧力、２２４ 静圧、２２６ 全圧、２２８ 高度、２３０ 表示

Claims (20)

1. 静大気温度プローブを使用して航空機における静大気温度を測定するステップと、
   前記静大気温度に少なくとも部分的に基づいて、現在の飛行高度における前記航空機に関するマッハ数を計算するステップと、
   前記マッハ数に基づいて前記航空機の真対気速度を計算するステップと、
   前記航空機の稼働において使用するために前記真対気速度の表示を表示するステップと
   を含む方法。
2. 全温度プローブを使用して前記航空機における全温度を測定するステップをさらに含み、
   前記マッハ数を計算する前記ステップは、前記全温度と静大気温度との間の差にさらに基づく、請求項１に記載の方法。
3. 前記静大気温度に基づいて前記現在の飛行高度での前記航空機における音速を計算するステップをさらに含み、
   前記真対気速度を計算する前記ステップは、前記現在の飛行高度での前記音速にさらに基づく、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記航空機における静圧を測定するステップと、
   前記マッハ数及び前記静圧に基づいて衝撃圧力を計算するステップと、
   前記衝撃圧力を前記静圧に加えることによって全圧を計算するステップと
   をさらに含む、請求項１～３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記航空機における前記静圧に基づいて前記航空機の高度を計算するステップをさらに含む、請求項４に記載の方法。
6. 較正済対気速度を計算するステップと、
   前記航空機の稼働において使用するために前記較正済対気速度の表示を表示するステップと
   をさらに含む、請求項１～５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記静大気温度プローブは、少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる組の一部であり、少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる前記組は、全温度プローブを含む前記航空機に取り付けられた他のセンサの近傍において、前記航空機の前方本体ステーションに配置され、少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる前記組の位置は、前記位置において前記静大気温度がもたらされるように、計算流体力学解析を使用して決定される、請求項１～６のいずれか一項に記載の方法。
8. 前記静大気温度プローブは、少なくとも２つまたは３つの前記静大気温度プローブからなる組の一部であり、少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる前記組は、静圧センサを含む前記航空機に取り付けられた他のセンサの近傍において、前記航空機の前方本体ステーション以外の本体ステーションに配置され、少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる前記組の位置は、前記位置において前記静大気温度がもたらされるように、計算流体力学解析を使用して決定される、請求項１～６のいずれか一項に記載の方法。
9. 前記静大気温度を測定する前記ステップは、少なくとも２つまたは３つの前記静大気温度プローブからなる組を使用して実行される、請求項１～６のいずれか一項に記載の方法。
10. 航空機に取り付けられた静大気温度プローブと、
    電子飛行計器システムと、
    プロセッサと、
    を備え、
    前記プロセッサが、
    前記静大気温度プローブを使用して前記航空機における静大気温度を測定し、
    前記静大気温度に少なくとも部分的に基づいて前記航空機に関するマッハ数を計算し、
    前記マッハ数に少なくとも部分的に基づいて前記航空機の真対気速度を計算し、
    前記電子飛行計器システムを使用して前記真対気速度の表示を表示する
    ように構成されている、システム。
11. 前記航空機に取り付けられた全温度プローブをさらに備え、
    前記プロセッサは、全温度プローブを使用して前記航空機における全温度を測定するようにさらに構成され、
    前記マッハ数の前記計算は、前記全温度と静大気温度との間のスケーリングされた差にさらに基づく、請求項１０に記載のシステム。
12. 前記プロセッサは、前記静大気温度に基づいて前記航空機における音速を計算するようにさらに構成され、前記真対気速度の前記計算は、前記航空機における前記音速にさらに基づく、請求項１０または１１に記載のシステム。
13. 前記プロセッサは、
    前記航空機における静圧を測定し、
    前記マッハ数及び前記静圧に基づいて衝撃圧力を計算し、
    前記衝撃圧力を前記静圧に加えることによって全圧を計算する
    ようにさらに構成される、請求項１０～１２のいずれか一項に記載のシステム。
14. 前記プロセッサは、前記航空機における前記静圧に基づいて前記航空機の高度を計算するようにさらに構成される、請求項１３に記載のシステム。
15. 前記プロセッサは、
    較正済対気速度を計算し、
    前記電子飛行計器システムを使用して前記較正済対気速度の表示を表示する
    ようにさらに構成される、請求項１０～１４のいずれか一項に記載のシステム。
16. 前記静大気温度プローブは、前記航空機の前方本体ステーションに配置される、請求項１０～１５のいずれか一項に記載のシステム。
17. 前記静大気温度プローブは、前記航空機の前方本体ステーション以外の本体ステーションに配置される、請求項１０～１５のいずれか一項に記載のシステム。
18. 前記静大気温度プローブは、前記航空機に取り付けられた少なくとも２つの前記静大気温度プローブからなる組のうちの１つである、請求項１０～１５のいずれか一項に記載のシステム。
19. 前記航空機は、高亜音速で飛行するように構成されたジェット航空機である、請求項１０～１８のいずれか一項に記載のシステム。
20. 航空機と、
    前記航空機における静大気温度を測定するように構成された静大気温度プローブと、
    真対気速度の表示を表示するように構成された電子飛行計器システムと
    を備え、
    前記真対気速度は、前記静大気温度に少なくとも部分的に基づいて計算されるシステム。

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