JP2807772B2 - ピトー管型プローブ - Google Patents
ピトー管型プローブInfo
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ピトー管型プローブ、
特に一般航空機の離着陸や低速巡航時等の低速域、また
吹き下しの大きいＶＴＯＬ機やヘリコプター等の垂直離
着陸降機の遷移飛行においてでも高精度で飛行速度を検
出することができるピトー管型プローブに関する。
特に一般航空機の離着陸や低速巡航時等の低速域、また
吹き下しの大きいＶＴＯＬ機やヘリコプター等の垂直離
着陸降機の遷移飛行においてでも高精度で飛行速度を検
出することができるピトー管型プローブに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、実機飛行速度及び風洞での風洞流
速（風向・風速）の計測装置として、ピトー管型方式、
カルマン渦型方式、熱線方式、レーザドラップ方式等が
知られているが、航空機に搭載できる飛行速度測定用プ
ローブとしては、低速用半球型ピトー管及びオージ型の
遷音速ピトー管、ヘリコプター搭載用としてカルマン渦
風速計が実用化されている。ピトー管型方式による速度
計又は風速計は、全圧孔と静圧孔を有するピトー管を航
空機のノーズ部や翼端部等に装着し、各孔の圧力でダイ
ヤフラム等とリンク機構により速度を直接指針で表示し
ている。一方、風洞試験における流れ場の計測には、速
度ベクトル用として各種形状を有するピトー管を用いた
風速計等が知られている。
速（風向・風速）の計測装置として、ピトー管型方式、
カルマン渦型方式、熱線方式、レーザドラップ方式等が
知られているが、航空機に搭載できる飛行速度測定用プ
ローブとしては、低速用半球型ピトー管及びオージ型の
遷音速ピトー管、ヘリコプター搭載用としてカルマン渦
風速計が実用化されている。ピトー管型方式による速度
計又は風速計は、全圧孔と静圧孔を有するピトー管を航
空機のノーズ部や翼端部等に装着し、各孔の圧力でダイ
ヤフラム等とリンク機構により速度を直接指針で表示し
ている。一方、風洞試験における流れ場の計測には、速
度ベクトル用として各種形状を有するピトー管を用いた
風速計等が知られている。
【０００３】ピトー管は、次式に示すように、動圧ｑが
速度Ｖの２乗に比例する関係を利用するもので、ピトー
管に作用する飛行中の全圧と静圧を実測して動圧を算出
することにより、そのときの飛行速度Ｖを求めるもので
ある。 動圧（ｑ）＝（ｋρ・Ｖ2）／２ ・・・・・（１） （ｋρは対高度密度係数） 上式から明らかなように、零からの離陸速度領域を含む
低速領域では飛行速度に対する動圧変化率が微小であ
る。これを実機のフライトパスにおけるマッハ数に対す
る動圧の関係を表す飛行動圧曲線で見ると図４のように
なっている。該図における実線は、１３０ノットで離陸
して高度１０,０００メートル、巡航速度マッハ数０．
９に達するまでの上昇時における動圧曲線を表してい
る。なお、該図における各○印は、各機種ごとの巡航高
度・巡航速度における動圧を表わしている。
速度Ｖの２乗に比例する関係を利用するもので、ピトー
管に作用する飛行中の全圧と静圧を実測して動圧を算出
することにより、そのときの飛行速度Ｖを求めるもので
ある。 動圧（ｑ）＝（ｋρ・Ｖ2）／２ ・・・・・（１） （ｋρは対高度密度係数） 上式から明らかなように、零からの離陸速度領域を含む
低速領域では飛行速度に対する動圧変化率が微小であ
る。これを実機のフライトパスにおけるマッハ数に対す
る動圧の関係を表す飛行動圧曲線で見ると図４のように
なっている。該図における実線は、１３０ノットで離陸
して高度１０,０００メートル、巡航速度マッハ数０．
９に達するまでの上昇時における動圧曲線を表してい
る。なお、該図における各○印は、各機種ごとの巡航高
度・巡航速度における動圧を表わしている。
【０００４】この図から明らかなように、ピトー管が検
出する対速度のピトー圧（動圧）特性は非線形特性を有
し、低速域、特にフライトパスにおける零から離陸まで
は、速度変化に対して動圧変化が微小であるため、速度
算出精度が悪く、正確な速度を測定することが困難であ
る。そのため、低速域でより正確に飛行速度を検知する
には、微小な圧力変化でも検知できるように圧力変換器
をより高分解能化すること、及び圧力によって切り替え
ることができるように低速・高速用複数変換機を併設使
用することが必要であり、機器が複雑化し搭載重量も増
大するという問題があった。
出する対速度のピトー圧（動圧）特性は非線形特性を有
し、低速域、特にフライトパスにおける零から離陸まで
は、速度変化に対して動圧変化が微小であるため、速度
算出精度が悪く、正確な速度を測定することが困難であ
る。そのため、低速域でより正確に飛行速度を検知する
には、微小な圧力変化でも検知できるように圧力変換器
をより高分解能化すること、及び圧力によって切り替え
ることができるように低速・高速用複数変換機を併設使
用することが必要であり、機器が複雑化し搭載重量も増
大するという問題があった。
【０００５】また、従来のピトー管は、全圧及び静圧を
検出することによって飛行速度を検出するだけであり、
横風検出機能がない。そのため、強い横風を受けて飛行
する場合、飛行姿勢角（即ち、機体軸）に対し、全圧は
放物線状に反比例して圧力検出に減少効果が生じ、静圧
は逆に方物線状に比例して増大する傾向があり、機体軸
に対する風向に反比例して、検出圧力が減少し正確性に
欠けることになり、さらにレイノズル数効果もあるため
飛行速度にも影響する問題点がある。さらに、従来のピ
トー管型速度計は、ヘリコプターやＶＴＯＬ機等、吹き
下ろしや横風が飛行姿勢に大きな影響を受けやすい機で
は、正確な動圧を得ることが困難であり測定精度が悪く
適用することが困難であった。
検出することによって飛行速度を検出するだけであり、
横風検出機能がない。そのため、強い横風を受けて飛行
する場合、飛行姿勢角（即ち、機体軸）に対し、全圧は
放物線状に反比例して圧力検出に減少効果が生じ、静圧
は逆に方物線状に比例して増大する傾向があり、機体軸
に対する風向に反比例して、検出圧力が減少し正確性に
欠けることになり、さらにレイノズル数効果もあるため
飛行速度にも影響する問題点がある。さらに、従来のピ
トー管型速度計は、ヘリコプターやＶＴＯＬ機等、吹き
下ろしや横風が飛行姿勢に大きな影響を受けやすい機で
は、正確な動圧を得ることが困難であり測定精度が悪く
適用することが困難であった。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】そこで、本発明は、従
来のピトー管型速度計が有する前記の各問題点を解決し
ようとするものであり、第１の目的は、レイノズル数効
果（速度変化における圧力係数）の影響が少なく、低速
域でも精度良く速度を算出することができ、且つ非線形
特性を補正して、より簡単に正確に速度を検出すること
ができ、機器を簡素化して搭載重量を軽減することがで
きるピトー管型プローブを提供することであり、第２の
目的は、さらに横風検出機能を有し、横風や吹き下ろし
に対しても正確に速度及び飛行姿勢に対する空力情報を
的確に得ることができるピトー管型プローブを提供する
ことにある。
来のピトー管型速度計が有する前記の各問題点を解決し
ようとするものであり、第１の目的は、レイノズル数効
果（速度変化における圧力係数）の影響が少なく、低速
域でも精度良く速度を算出することができ、且つ非線形
特性を補正して、より簡単に正確に速度を検出すること
ができ、機器を簡素化して搭載重量を軽減することがで
きるピトー管型プローブを提供することであり、第２の
目的は、さらに横風検出機能を有し、横風や吹き下ろし
に対しても正確に速度及び飛行姿勢に対する空力情報を
的確に得ることができるピトー管型プローブを提供する
ことにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】前記問題点を解決するた
めに、本発明者は種々研究した結果、零から一定速度に
達するまでの範囲において、ピトー管に作用する風流を
人為的に発生させて実際の速度により作用する全圧より
も一定量だけ高めて動圧をシフトし、零からフライトパ
スまでの動圧変化率を高めることにより、低速域であっ
ても精度良く飛行速度を測定することができ、また人為
的に発生させる風流を制御することにより動圧特性を線
形化することができることを見出し本発明に達したもの
である。即ち、本発明のピトー管型プローブは、ピトー
管の外周部に軸方向に沿って風路を形成するようにその
先端を前記ピトー管先端部より僅かに突出させて設けた
遮蔽ダクトを外装し、該遮蔽ダクトの後部寄りに、該遮
蔽ダクトに軸方向の吸引流を発生させる吸引流発生手段
を設けて、飛行速度が零であっても風路に流れが発生す
るようにすることで、ピトー管圧の非線形特性を緩和さ
せることができ、第１の目的を達成したものである。
めに、本発明者は種々研究した結果、零から一定速度に
達するまでの範囲において、ピトー管に作用する風流を
人為的に発生させて実際の速度により作用する全圧より
も一定量だけ高めて動圧をシフトし、零からフライトパ
スまでの動圧変化率を高めることにより、低速域であっ
ても精度良く飛行速度を測定することができ、また人為
的に発生させる風流を制御することにより動圧特性を線
形化することができることを見出し本発明に達したもの
である。即ち、本発明のピトー管型プローブは、ピトー
管の外周部に軸方向に沿って風路を形成するようにその
先端を前記ピトー管先端部より僅かに突出させて設けた
遮蔽ダクトを外装し、該遮蔽ダクトの後部寄りに、該遮
蔽ダクトに軸方向の吸引流を発生させる吸引流発生手段
を設けて、飛行速度が零であっても風路に流れが発生す
るようにすることで、ピトー管圧の非線形特性を緩和さ
せることができ、第１の目的を達成したものである。
【０００８】また、第２の目的は、前記ピトー管とし
て、速度ベクトル（機体軸に対する風向）を広範囲で精
度良く算出することができる多角錐台形型プローブを用
い、速度ベクトルを得ることによって解決することがで
きた。前記ピトー管外周に風路内に流れを形成する吸引
流発生手段として、電動駆動式の軸流ファンや回転駆動
機構に高圧空気タービンを使用する方式、逆縮流型ノズ
ル後部で高圧空気を直接後方に吹き出し、誘導効果を利
用したエジェクタ機構方式等を採用することができる。
て、速度ベクトル（機体軸に対する風向）を広範囲で精
度良く算出することができる多角錐台形型プローブを用
い、速度ベクトルを得ることによって解決することがで
きた。前記ピトー管外周に風路内に流れを形成する吸引
流発生手段として、電動駆動式の軸流ファンや回転駆動
機構に高圧空気タービンを使用する方式、逆縮流型ノズ
ル後部で高圧空気を直接後方に吹き出し、誘導効果を利
用したエジェクタ機構方式等を採用することができる。
【０００９】
【作用】図４に基づいて本発明のピトー管型プローブの
作用を説明する。予め、飛行速度に対するピトー管型プ
ローブの圧力係数、対高度密度補正を含む動圧特性曲線
ａを風洞試験及び飛行試験で求めておく。動圧特性曲線
における零速からフライトパスに移る圧力緩急部分まで
の範囲で、吸引流発生手段を作用させてプローブ周りに
人口的な流れを形成して所定の動圧（図４におけるΔ
ｑ）を発生させ、実際の飛行速度によって発生する流れ
に付加する。その人口的な流速により発生する動圧を電
気的又は機械的にシフトさせると、その間の動圧曲線は
同図ｂ線で示すように変化し、巡航高度までの飛行動圧
曲線の非線形特性が緩和され、零速から動圧変化率の高
い飛行動圧曲線を得ることができ、正確な飛行速度が測
定可能となる。また、人口的に付加する吸引流を同図ｃ
線で示すように、動圧特性が線形で変化するように吸引
風量を制御すれば、飛行速度の検知がより容易になる。
吸引流を発生させる期間は、動圧変化率を大きくして、
動圧に対する速度が正確に求めることができるような範
囲であれば良く、例えば動圧変化率が非常に小さい離陸
まで吸引流を発生させ、離陸後は吸引流の発生を停止し
て飛行によって発生する圧力のみを測定することができ
るようにしても良い。
作用を説明する。予め、飛行速度に対するピトー管型プ
ローブの圧力係数、対高度密度補正を含む動圧特性曲線
ａを風洞試験及び飛行試験で求めておく。動圧特性曲線
における零速からフライトパスに移る圧力緩急部分まで
の範囲で、吸引流発生手段を作用させてプローブ周りに
人口的な流れを形成して所定の動圧（図４におけるΔ
ｑ）を発生させ、実際の飛行速度によって発生する流れ
に付加する。その人口的な流速により発生する動圧を電
気的又は機械的にシフトさせると、その間の動圧曲線は
同図ｂ線で示すように変化し、巡航高度までの飛行動圧
曲線の非線形特性が緩和され、零速から動圧変化率の高
い飛行動圧曲線を得ることができ、正確な飛行速度が測
定可能となる。また、人口的に付加する吸引流を同図ｃ
線で示すように、動圧特性が線形で変化するように吸引
風量を制御すれば、飛行速度の検知がより容易になる。
吸引流を発生させる期間は、動圧変化率を大きくして、
動圧に対する速度が正確に求めることができるような範
囲であれば良く、例えば動圧変化率が非常に小さい離陸
まで吸引流を発生させ、離陸後は吸引流の発生を停止し
て飛行によって発生する圧力のみを測定することができ
るようにしても良い。
【００１０】また、ピトー管として先端部が多角錐台形
をなし、該台形頂点部に全圧管を設け、各角錐面上にそ
れぞれ圧力孔を配置し、前記全圧管の受ける圧力と、角
錐面上の圧力孔の受ける圧力とから流れの速度ベクトル
と静圧とを決定するピトー管を採用した場合、プローブ
先端部の中央部の全圧管の圧力及び角錐面上の圧力孔の
各圧力が測定される。そして、これらの圧力と差圧量と
から流れの速度ベクトルと静圧とを求めることができ
る。従って、機体軸に対する速度及び速度ベクトルが高
精度で算出でき、小型機の離着陸・巡航時、高速機の離
着陸時及びＶＴＯＬ機、ヘリコプターの運航に影響を及
ぼす吹き下ろし・横風等による飛行姿勢に関する空力情
報を的確にえることができる。特に、遮蔽ダクトをピト
ー管の先端から、ピトー管の圧力検出に影響を与えない
程度で突出して設けてあるので、ＶＴＯＬ機、ヘリコプ
ターで発生する吹き下しにも影響されることなく、正確
に全圧、静圧を検出することができる。
をなし、該台形頂点部に全圧管を設け、各角錐面上にそ
れぞれ圧力孔を配置し、前記全圧管の受ける圧力と、角
錐面上の圧力孔の受ける圧力とから流れの速度ベクトル
と静圧とを決定するピトー管を採用した場合、プローブ
先端部の中央部の全圧管の圧力及び角錐面上の圧力孔の
各圧力が測定される。そして、これらの圧力と差圧量と
から流れの速度ベクトルと静圧とを求めることができ
る。従って、機体軸に対する速度及び速度ベクトルが高
精度で算出でき、小型機の離着陸・巡航時、高速機の離
着陸時及びＶＴＯＬ機、ヘリコプターの運航に影響を及
ぼす吹き下ろし・横風等による飛行姿勢に関する空力情
報を的確にえることができる。特に、遮蔽ダクトをピト
ー管の先端から、ピトー管の圧力検出に影響を与えない
程度で突出して設けてあるので、ＶＴＯＬ機、ヘリコプ
ターで発生する吹き下しにも影響されることなく、正確
に全圧、静圧を検出することができる。
【００１１】
【実施例】以下本発明の実施例を図面に基づいて詳細に
説明する。図１は、本発明のピトー管型プローブの好適
な実施例を示している。図中、１はピトー管であり、本
実施例のピトー管は、本発明者等が先に提案した（特公
昭６３−４６６６号公報参照）ような多角錐台形ピトー
管を採用している。本実施例の多角錐台形ピトー管は、
図２及び図３に示すように、頭部を四角錐台形として５
孔ピトー管として構成された例を示している。該多角錐
台形ピトー管は、ピトー管先端部が軸心２に対して４５
°の四角錐台形に削成たものであり、頂点には遮蔽型全
圧管部３が、各四角錐面上には圧力孔４1、４2、４3、
４4が形成されている。遮蔽型全圧管部３は、四角錐台
形頂点に設けた遮蔽孔５の内側に、孔径Ｄよりもよりも
小径の全圧管６を、遮蔽孔の先端から、径Ｄとの関係で
定まる一定長Ｌだけ入った位置に固定され、遮蔽孔５の
底端には遮蔽孔内の圧力を一部リークさせる分流孔
８1、８2、８3、８4が設けられ、四角錐の稜線に沿った
位置に開口している。従って、該ピトー管を三次元的流
れ場に位置させることによって、ピトー管先端部の中央
部の全圧管６の全圧Ｐh及び四角錐面上の圧力孔４1、４
2、４3、４4の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が測定され、
全圧Ｐhと差圧(Ｐh−Ｐ1）、(Ｐh−Ｐ2)、(Ｐh−Ｐ3)、
(Ｐh−Ｐ4)とから流れの速度ベクトルと静圧Ｐsとを求
めることができる。なお、ピトー管の内部には、氷結防
止のためにヒーター９が内蔵されている。
説明する。図１は、本発明のピトー管型プローブの好適
な実施例を示している。図中、１はピトー管であり、本
実施例のピトー管は、本発明者等が先に提案した（特公
昭６３−４６６６号公報参照）ような多角錐台形ピトー
管を採用している。本実施例の多角錐台形ピトー管は、
図２及び図３に示すように、頭部を四角錐台形として５
孔ピトー管として構成された例を示している。該多角錐
台形ピトー管は、ピトー管先端部が軸心２に対して４５
°の四角錐台形に削成たものであり、頂点には遮蔽型全
圧管部３が、各四角錐面上には圧力孔４1、４2、４3、
４4が形成されている。遮蔽型全圧管部３は、四角錐台
形頂点に設けた遮蔽孔５の内側に、孔径Ｄよりもよりも
小径の全圧管６を、遮蔽孔の先端から、径Ｄとの関係で
定まる一定長Ｌだけ入った位置に固定され、遮蔽孔５の
底端には遮蔽孔内の圧力を一部リークさせる分流孔
８1、８2、８3、８4が設けられ、四角錐の稜線に沿った
位置に開口している。従って、該ピトー管を三次元的流
れ場に位置させることによって、ピトー管先端部の中央
部の全圧管６の全圧Ｐh及び四角錐面上の圧力孔４1、４
2、４3、４4の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が測定され、
全圧Ｐhと差圧(Ｐh−Ｐ1）、(Ｐh−Ｐ2)、(Ｐh−Ｐ3)、
(Ｐh−Ｐ4)とから流れの速度ベクトルと静圧Ｐsとを求
めることができる。なお、ピトー管の内部には、氷結防
止のためにヒーター９が内蔵されている。
【００１２】１０は、前記ピトー管の外周部に軸方向に
沿って風路１１を形成するようにその先端を前記ピトー
管先端部より僅かに突出させて設けた遮蔽ダクトであ
り、本実施例では、図示のように小径部がピトー管外径
よりも十分大きな内径を有する逆縮流型ノズルを構成し
ている。ピトー管先端部より遮蔽ダクト１０が突出する
度合いは、ピトー管の全圧管６及び四角錐面上の圧力孔
４1、４2、４3、４4に影響を与えず、且つ吸引流発生手
段により発生する吸引流が確実に作用する範囲で選ばれ
る。遮蔽ダクト１０は、ブーム１２に固定されたピトー
管支持管１３に前後でフィン１４及び静翼１５を介して
外設されている。ピトー管外周面と遮蔽ダクト１０内周
面との間で形成される風路１１の断面は、前部が径小部
１６、後部が径大部１７となって逆縮流ノズルを形成
し、ピトー管先端で軸対称の流れを確保するようになっ
ている。
沿って風路１１を形成するようにその先端を前記ピトー
管先端部より僅かに突出させて設けた遮蔽ダクトであ
り、本実施例では、図示のように小径部がピトー管外径
よりも十分大きな内径を有する逆縮流型ノズルを構成し
ている。ピトー管先端部より遮蔽ダクト１０が突出する
度合いは、ピトー管の全圧管６及び四角錐面上の圧力孔
４1、４2、４3、４4に影響を与えず、且つ吸引流発生手
段により発生する吸引流が確実に作用する範囲で選ばれ
る。遮蔽ダクト１０は、ブーム１２に固定されたピトー
管支持管１３に前後でフィン１４及び静翼１５を介して
外設されている。ピトー管外周面と遮蔽ダクト１０内周
面との間で形成される風路１１の断面は、前部が径小部
１６、後部が径大部１７となって逆縮流ノズルを形成
し、ピトー管先端で軸対称の流れを確保するようになっ
ている。
【００１３】２０は吸引流発生手段である電動式軸流フ
ァンであり、遮蔽ダクトの径大部１７内に位置するよう
に、ブーム１２に固定された電機子２１と該電機子外周
部にベアリング２２を介して回転自在に取付けられた永
久磁石２３を有するロータ２４でモータを構成し、該モ
ータのロータ２４に動翼２５を取付けて構成されてい
る。該モータには、速度制御用タコジェネレータ及び回
転設定用パルスエンコーダ２６が設けられており、その
回転速度を任意に制御できるようになっている。なお、
本実施例では、動翼と静翼の組合せは１段になっている
が、初期設定で流速が大きい場合等は多段に形成すると
良い。
ァンであり、遮蔽ダクトの径大部１７内に位置するよう
に、ブーム１２に固定された電機子２１と該電機子外周
部にベアリング２２を介して回転自在に取付けられた永
久磁石２３を有するロータ２４でモータを構成し、該モ
ータのロータ２４に動翼２５を取付けて構成されてい
る。該モータには、速度制御用タコジェネレータ及び回
転設定用パルスエンコーダ２６が設けられており、その
回転速度を任意に制御できるようになっている。なお、
本実施例では、動翼と静翼の組合せは１段になっている
が、初期設定で流速が大きい場合等は多段に形成すると
良い。
【００１４】本実施例のピトー管型プローブは、以上の
ような構成を有し、予め外部流速ベクトル（即ち、飛行
速度）に対するピトー管の各圧力係数及び動圧特性曲線
を風洞試験及び飛行試験で求めておく。このようにして
予め求めたピトー管の圧力係数及び動圧特性曲線を基
に、零速度からフライトパスに移る圧力緩急部分が、動
圧変化率の高い圧力勾配を生じさせるための風速を算出
し、該算出値を基に零速度からフライトパスに移る圧力
緩急部分までを電動式軸流ファン２０を駆動し、遮蔽ダ
クト内に人工的に吸引流を発生させる。それにより、動
圧緩急部分を動圧変化率の高い曲線上にシフトさせるこ
とができ、動圧の分解能が非常に向上し、低速域でも正
確に速度を測定することができる。
ような構成を有し、予め外部流速ベクトル（即ち、飛行
速度）に対するピトー管の各圧力係数及び動圧特性曲線
を風洞試験及び飛行試験で求めておく。このようにして
予め求めたピトー管の圧力係数及び動圧特性曲線を基
に、零速度からフライトパスに移る圧力緩急部分が、動
圧変化率の高い圧力勾配を生じさせるための風速を算出
し、該算出値を基に零速度からフライトパスに移る圧力
緩急部分までを電動式軸流ファン２０を駆動し、遮蔽ダ
クト内に人工的に吸引流を発生させる。それにより、動
圧緩急部分を動圧変化率の高い曲線上にシフトさせるこ
とができ、動圧の分解能が非常に向上し、低速域でも正
確に速度を測定することができる。
【００１５】また、本実施例では、ピトー管に前記のよ
うに多角錐台形型ピトー管を採用してあるので、前述の
ように機体軸に対する速度ベクトルが得られる。従っ
て、該速度ベクトル値と機体に搭載したバーチカルジャ
イロやレートジャイロ等の各種ジャイロからの情報とに
より、対地風向を容易に知ることができ、対地の飛行速
度、及びヘリコプターの運航に影響を及ぼす吹き下ろし
や横風等の影響による機体軸の変化等飛行姿勢を正確に
把握することができる。
うに多角錐台形型ピトー管を採用してあるので、前述の
ように機体軸に対する速度ベクトルが得られる。従っ
て、該速度ベクトル値と機体に搭載したバーチカルジャ
イロやレートジャイロ等の各種ジャイロからの情報とに
より、対地風向を容易に知ることができ、対地の飛行速
度、及びヘリコプターの運航に影響を及ぼす吹き下ろし
や横風等の影響による機体軸の変化等飛行姿勢を正確に
把握することができる。
【００１６】以上、本発明の一実施例を示したが、本発
明は該実施例に限るものでなく、種々の設計変更が可能
である。例えば、ピトー管は上記実施例のように多角錐
台形多孔ピトー管に限らず、全圧孔と静圧孔だけを有す
る通常のピトー管でも勿論採用できる。また、吸引流発
生手段は、前記のように電動式軸流ファンに限らず、図
５に示すように、エジェクタ型吸引流発性手段を採用す
ることも可能である。
明は該実施例に限るものでなく、種々の設計変更が可能
である。例えば、ピトー管は上記実施例のように多角錐
台形多孔ピトー管に限らず、全圧孔と静圧孔だけを有す
る通常のピトー管でも勿論採用できる。また、吸引流発
生手段は、前記のように電動式軸流ファンに限らず、図
５に示すように、エジェクタ型吸引流発性手段を採用す
ることも可能である。
【００１７】図５は本発明の他の実施例であるピトー管
型プローブを示している。該実施例では、ピトー管３０
の外部に逆縮流型ノズルを形成する遮蔽ダクト３１が設
けられ、逆縮流型ノズル後部に、後部より高圧空気を導
入して後方に第１次ジェット流（誘導流）を噴出するエ
ジェクタ３２を設け、高圧ジェット流のサクション効果
により遮蔽ダクト形成する風路に吸引流を発生させるよ
うに構成してある。また、吸引流発生手段として、高圧
空気タービンを採用しても良い。なお、本発明のピトー
管型プローブは、小型化にすれば、風洞試験において模
型に搭載でき、自由飛行姿勢把握等の試験にも応用が可
能である。
型プローブを示している。該実施例では、ピトー管３０
の外部に逆縮流型ノズルを形成する遮蔽ダクト３１が設
けられ、逆縮流型ノズル後部に、後部より高圧空気を導
入して後方に第１次ジェット流（誘導流）を噴出するエ
ジェクタ３２を設け、高圧ジェット流のサクション効果
により遮蔽ダクト形成する風路に吸引流を発生させるよ
うに構成してある。また、吸引流発生手段として、高圧
空気タービンを採用しても良い。なお、本発明のピトー
管型プローブは、小型化にすれば、風洞試験において模
型に搭載でき、自由飛行姿勢把握等の試験にも応用が可
能である。
【００１８】
【発明の効果】本発明は、以上のような構成により、次
のような格別の効果を奏する。動圧緩急部分を動圧変化
率の高い曲線上にシフトさせることができるので、動圧
の分解能が非常に向上し、離着陸時等の低速域でも精度
良く且つ簡単に速度を測定することができ、機器を簡素
化して搭載重量を軽減することができる。また、遮蔽ダ
クトをピトー管先端から、ピトー管の圧力検出に影響を
与えない程度で突出して設けてあるので、ＶＴＯＬ機、
ヘリコプターで発生する吹き下しにも影響されることな
く、正確に全圧、静圧を検出することができる。さら
に、ピトー管に多角錐台形型ピトー管を採用することに
よって、機体軸に対する速度ベクトルが得られるので、
対地風向を容易に知ることができ、対地飛行速度、及び
吹き下ろしや横風等の影響による機体軸の変化等飛行姿
勢を正確に把握することができる。
のような格別の効果を奏する。動圧緩急部分を動圧変化
率の高い曲線上にシフトさせることができるので、動圧
の分解能が非常に向上し、離着陸時等の低速域でも精度
良く且つ簡単に速度を測定することができ、機器を簡素
化して搭載重量を軽減することができる。また、遮蔽ダ
クトをピトー管先端から、ピトー管の圧力検出に影響を
与えない程度で突出して設けてあるので、ＶＴＯＬ機、
ヘリコプターで発生する吹き下しにも影響されることな
く、正確に全圧、静圧を検出することができる。さら
に、ピトー管に多角錐台形型ピトー管を採用することに
よって、機体軸に対する速度ベクトルが得られるので、
対地風向を容易に知ることができ、対地飛行速度、及び
吹き下ろしや横風等の影響による機体軸の変化等飛行姿
勢を正確に把握することができる。
【図１】本発明に係るピトー管型プローブの実施例に係
る側断面図である。
る側断面図である。
【図２】ピトー管の側断面図である。
【図３】ピトー管の正面図である。
【図４】マッハ数に対する飛行動圧曲線図である。
【図５】他の実施例のピトー管型プローブの断面概略図
である。
である。
１、３０ ピトー管 ３ 遮蔽型全圧管
部 ４ 圧力孔 ５ 遮蔽孔 ６ 全圧管 ８ 分流孔 １０、３１ 遮蔽ダクト １１ 風路 １２ ブーム １５ 静翼 ２０ 電動式軸流ファン ２５ 動翼 ３２ エジェクタ
部 ４ 圧力孔 ５ 遮蔽孔 ６ 全圧管 ８ 分流孔 １０、３１ 遮蔽ダクト １１ 風路 １２ ブーム １５ 静翼 ２０ 電動式軸流ファン ２５ 動翼 ３２ エジェクタ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 鈴木 誠三 東京都三鷹市新川３ー８ー４ (72)発明者 桑野 尚明 東京都調布市深大寺東町７ー３ー３北台 宿舎１ー１ (72)発明者 半沢 麻雄 東京都八王子市絹ヶ丘３ー３ー16 (72)発明者 斎藤 隆司 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (72)発明者 宇佐見 光男 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (72)発明者 岩田 徹 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (56)参考文献 実公 昭46−25822（ＪＰ，Ｙ１) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) G01P 5/165 G01F 1/46
Claims (6)
- 【請求項１】 ピトー管、該ピトー管の外周部に軸方向
に沿って風路を形成するようにその先端を前記ピトー管
先端部より僅かに突出させて設けた遮蔽ダクト、該遮蔽
ダクトの後部寄りに設けられ該遮蔽ダクトに軸方向の吸
引流を発生させる吸引流発生手段からなることを特徴と
するピトー管型プローブ。 - 【請求項２】 前記遮蔽ダクトが逆縮流型ノズルを構成
していることを特徴とする請求項１のピトー管型プロー
ブ。 - 【請求項３】 前記ピトー管が、先端部が多角錐台形を
なし、該台形頂点部に全圧管を設け、各角錐面上にそれ
ぞれ圧力孔を配置し、前記全圧管の受ける圧力と、角錐
面上の圧力孔の受ける圧力とから流れの速度ベクトルと
静圧とを決定するピトー管である請求項１又は２のピト
ー管型プローブ。 - 【請求項４】 前記吸引流発性手段が電動式軸流ファン
である請求項１、２又は３のピトー管型プローブ。 - 【請求項５】 前記吸引流発生手段が高圧空気タービン
である請求項１、２、又は３からなるピトー管型プロー
ブ。 - 【請求項６】 前記吸引流発生手段が前記遮蔽ダクトの
後部高圧空気を後方に吹き出し、誘導効果を利用したエ
ジェクタ機構からなる請求項１、２、又は３からなるピ
トー管型プローブ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28543791A JP2807772B2 (ja) | 1991-10-07 | 1991-10-07 | ピトー管型プローブ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28543791A JP2807772B2 (ja) | 1991-10-07 | 1991-10-07 | ピトー管型プローブ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0599943A JPH0599943A (ja) | 1993-04-23 |
| JP2807772B2 true JP2807772B2 (ja) | 1998-10-08 |
Family
ID=17691514
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP28543791A Expired - Fee Related JP2807772B2 (ja) | 1991-10-07 | 1991-10-07 | ピトー管型プローブ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2807772B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2952397B2 (ja) * | 1994-08-23 | 1999-09-27 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機 |
| CN105259365A (zh) * | 2015-11-16 | 2016-01-20 | 深圳飞马机器人科技有限公司 | 一种空速计模块 |
| CN105424267B (zh) * | 2015-12-23 | 2019-05-14 | 太原航空仪表有限公司 | 一种用于旋翼飞机总压测量的探头 |
| CN114323155B (zh) * | 2022-01-07 | 2023-08-18 | 河南理工大学 | 淹没脉冲射流脉冲参数测试装置及测试方法 |
-
1991
- 1991-10-07 JP JP28543791A patent/JP2807772B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0599943A (ja) | 1993-04-23 |
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