JP2884502B2 - 四角錐台型５孔プローブを用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システム - Google Patents

四角錐台型５孔プローブを用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システム

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JP2884502B2
JP2884502B2 JP9159300A JP15930097A JP2884502B2 JP 2884502 B2 JP2884502 B2 JP 2884502B2 JP 9159300 A JP9159300 A JP 9159300A JP 15930097 A JP15930097 A JP 15930097A JP 2884502 B2 JP2884502 B2 JP 2884502B2
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、四角錐台型５孔プ
ローブを用いた広速度域飛行速度ベクトルシステム、特
に低速から超音速の広速度域において四角錐台型５孔プ
ローブで得られたエアデータから演算処理により飛行速
度ベクトルを計測することができる広速度域飛行速度ベ
クトル計測システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来四角錐台型５孔プローブを用いて飛
行速度ベクトルを計測する飛行速度ベクトル計測システ
ムとして、本発明者らが提案したものが知られている
（特開平５−２８８７６１号公報、米国特許第５，４２
３，２０９号明細書）。従来の四角錐台型５孔プローブ
を用いた飛行速度ベクトル計測システムは、主としてプ
ローブが圧縮性及び衝撃波の影響を受けない低速度領域
を対象とし、飛行速度ベクトルの演算は動圧を基準にし
ている。飛行速度ベクトルは、四角錐台型５孔プローブ
から得られる５つの圧力情報（即ち、総圧と角錐面上の
４つの圧力）と予め求めてある各圧力校正係数を多項近
似式に代入してニュートン・ラフソン法（繰返し計算
法）で計算している。また、圧力校正係数の決定は、速
度変化における動圧とプローブ角度変化毎の５つの圧力
情報から算出している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】一般に、低速から超音
速域における速度の大きさを表す速度定義には、音速の
概念を取り入れてマッハ数が適用される。そして、速度
域によって対気流が非圧縮性流れ、圧縮性流れ、衝撃波
を伴う流れに変化するため、それらの流れに対応して公
知の別々の演算式によってマッハ数を求めている。即
ち、低速飛行では圧縮性を考慮しないで単純に全圧と静
圧の差より求まる動圧から速度Ｖを求めている。また、
速度が音速に近づくにつれて圧縮性がプローブに影響を
与えるため、圧縮性を考慮した式により求めなければな
らない。さらに、音速の壁を越えて飛行する場合は、衝
撃波がプローブ前面に出てきて衝撃波の前後で検出され
る圧力情報が急激に変化するため、これらのことを考慮
した演算式を用いて求めている。そして、各速度域にお
いて大きな姿勢角で飛行する場合には、プローブの淀み
点の移動に伴う上下・左右差圧の影響を考慮することが
重要となる。これらのことから広速度域で高姿勢角で飛
行する場合、全領域を一組の圧力校正係数によるあては
め方式による飛行速度ベクトル演算処理では、計測精度
を上げることは困難である。また、精度を確保するため
速度毎のプローブ校正係数を使用すると処理時間が増大
し実用化が困難である。
【０００４】本発明は、上記従来の四角錐台型５孔プロ
ーブによる飛行速度ベクトル演算処理システムをさらに
改良して、低速から超音速までの広速度域において、大
きな姿勢角で飛行する場合でも、高精度で且つ高速で飛
行速度ベクトルを求めることができる飛行速度ベクトル
演算処理システムを得ようとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記問題点を解決するた
めの研究過程における風洞実験において、図３〜図４に
示すような四角錐台型５孔プローブ（以下単にプローブ
という）を低速から超音速までの風洞に設けて、種々の
マッハ数設定において、迎角α及び横滑り角βを変化さ
せて該プローブが検出する５つの圧力情報から迎角αの
変化に対する迎角圧力係数Ｃαの変化、横滑り角βの変
化に対する横滑り圧力係数Ｃβの変化を測定した。その
結果を図７及び図８に示す。
【０００６】その結果から、低速から超音速までの広速
度域において設定迎角αの変化に対して迎角圧力係数Ｃ
αは比例し、設定迎角が大き程迎角圧力係数も大きくな
っていることが確認された。そして、マッハ数Ｍが大き
くなる程、設定迎角に対する迎角圧力係数が大きくなっ
ている。また、横滑り角βの変化に対する横滑り圧力係
数Ｃβついても、図８に示すように、同様な結果が得ら
れた。
【０００７】さらに、気流軸に対する種々のプローブ角
γについて、プローブ角を任意角度に固定した状態でマ
ッハ数Ｍを変化させて５つの圧力情報からマッハ数に対
する対気流角圧力係数の変化、及びマッハ圧力係数の変
化を測定した。その結果を図９及び図１０にそれぞれ示
す。それらの実験結果から、このプローブによれば、四
角錐台面に側圧孔を設けている四角錐台形５孔プローブ
が検出する５つの圧力情報（総圧Ｐｈ、各円錐台面上の
側圧Ｐｂ1、Ｐｂ2、Ｐｂ3、Ｐｂ4）のうちで、気流角に
対して総圧の不感帯特性が大きく、大きな対気流角まで
一定総圧の検出が可能であること、及びマッハ数変化に
対して差圧が線形であることが確認された。また、広速
度域を高角度姿勢で飛行する場合は、図９及び図１０に
示すように、対気流角圧力係数Ｃγ及びマッハ圧力計数
Ｃｍは広速度域において非線形性であるが、非圧縮性流
れ（Ｍ≦０．２）と圧縮性流れ（０．２＜Ｍ＜１．０）
と、衝撃波を伴う流れ（Ｍ≧１．０）の３領域に分割し
た場合、それぞれの領域内では、ほぼ同様な傾向で変化
することが判明した。
【０００８】本発明は、それらの風洞実験結果に着目
し、さらに研究した結果、マッハ数変化に対する対気流
角圧力係数Ｃγ（迎角圧力係数Ｃαと横滑り角圧力係数
Ｃβの関数）、マッハ圧力係数Ｃｍの非線形変化を、略
同様な傾向で変化する領域毎に近似式で表して、領域ご
とに分割処理することによって、動圧に代えて総圧をマ
ッハ数変化を基準した演算処理で飛行速度ベクトルを広
速度域で精度良く且つリアルタイムで求まることを知得
し、本発明に到達したものである。
【０００９】以下、本発明の広速度域飛行速度ベクトル
計測システムの原理についてさらに説明する。まず、飛
行中にプローブから得られる５つの圧力情報からそのと
きのマッハ圧力係数Ｃｍ、迎角圧力係数Ｃα、横滑り角
圧力係数Ｃβを、数式１に示す第１次演算処理式群によ
り求める。
【数１】
【００１０】一方、当該プローブ形式毎に予め風洞試験
により、低速から超音速までの上記３つの速度域(以下
の記号や数式において、速度域を表す添字としてｋを用
い、ｋ＝１が０．２≧Ｍ、ｋ＝２が０．２＜Ｍ≦１．
０、ｋ＝３が１．０＜Ｍの速度域をそれぞれ表す）にお
いて、マッハ圧力校正係数 kＡij（ｉ＝０，１、ｊ＝０
〜３、以下同じ）・迎角圧力校正係数 kＢij、横滑り角
圧力校正係数 kＣijを求め、これらの各圧力係数とマッ
ハ圧力係数Ｃｍ、迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力係数
Ｃβ及び対気流角圧力係数Ｃγとの関係を、マッハ数
Ｍ、迎角α及び横滑り角βの関数として数式２に示す第
２次演算処理式群からなる多項近似式で表すことにし
た。
【００１１】
【数２】 Ｃm ＝kａ0＋kａ1・Ｃγ2 ＝（kＡ00＋kＡ10・Ｃγ2）＋（kＡ01＋kＡ11・Ｃγ2）Ｍ ＋（kＡ02＋kＡ12・Ｃγ2）Ｍ2＋（kＡ03＋kＡ13・Ｃγ2）Ｍ3 （５） Ｃα＝kｂ0＋kｂ1・α ＝（kＢ00＋kＢ10・α）＋（kＢ01＋kＢ11・α）Ｍ ＋（kＢ02＋kＢ12・α）Ｍ2＋（kＢ03＋kＢ13・α）Ｍ3 （６） Ｃβ＝kｃ0＋kｃ1・β ＝（kＣ00＋kＣ10・β）＋（kＣ01＋kＣ11・β）Ｍ ＋（kＣ02＋kＣ12・β）Ｍ2＋（kＣ03＋kＣ13・β）Ｍ3 （７）
【００１２】上記演算式群において、マッハ圧力係数Ｃ
ｍ、迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力係数Ｃβは、プロ
ーブからの圧力情報により第１次演算処理式群で演算処
理することにより求まり、マッハ圧力校正係数 kＡij・
迎角圧力校正係数 kＢij、横滑り角圧力校正係数 kＣij
は予め風洞試験により求められて演算処理器にテーブル
として入力しておくことにより、式２において、未知量
はマッハ数Ｍ、迎角α及び横滑り角βとなり、式２の３
つの式からなる３次多項方程式を演算処理することによ
って、これらの未知量を求めることができる。本発明
は、以上の原理に基づくものであり、それぞれの速度域
で気流角に依存しない総圧を基準にした圧力校正係数を
適用することで、静圧情報を用いずに素早く広速度域に
おける飛行速度ベクトルが演算できるものである。
【００１３】即ち、本発明の広速度域飛行速度ベクトル
計測システムは、先端が四角錐台型をなしてその頂点に
総圧孔を有し、且つ各四角錐台面に圧力孔を設けてなる
四角錐台型５孔プローブが検出する５つの圧力情報を、
電気信号に変換して演算処理器に取り込み、前記プロー
ブの上下圧力孔の差圧情報から気流の迎角圧力係数Ｃ
α、左右圧力孔の差圧情報から横滑り角圧力係数Ｃβを
それぞれ求め、且つ得られた迎角圧力係数Ｃαと横滑り
角圧力係数Ｃβから対気流角圧力係数Ｃγを得る第１次
演算処理、前記迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力係数Ｃ
β及び対気流角圧力係数Ｃγと、演算処理器に予め記憶
させておいた広速度域を複数に分割した各速度域毎の前
記プローブのマッハ数Ｍ・迎角α・横滑り角βに対する
各圧力校正係数と、未知量のマッハ数Ｍ、迎角α及び横
滑り角βとで、多項近似式からなる演算処理式を構成し
て、マッハ数の大きさを決定し、次いで求まったマッハ
数で速度域を決定して、該速度域における前記各圧力校
正係数を呼び出して、前記近似多項式で飛行速度ベクト
ル（Ｍ、α、β）を算出する第２次演算処理とからなる
ことを特徴とするものである。
【００１４】従って、飛行速度ベクトルの決定は、予め
速度域を３分割（ｋ＝１，２，３）として、各速度域ご
とにおけるプローブの５つの圧力情報をもとに決定して
ある各圧力校正係数と、圧力情報の更新毎に得る５つの
圧力から上下圧力孔の差圧から得る気流の迎角圧力係数
と、左右圧力孔の差圧から得る横滑り角圧力係数から対
気流角圧力係数を算出する。また、総圧孔と四角錐台面
上の４孔平均圧の差圧からマッハ圧力係数を得て、既知
量の圧力校正係数と、既知量の対気流角圧力係数からマ
ッハ数の大きさを決定する。さらに決定されたマッハ数
とで多項近似式を構成して迎角α及び横滑り角βの大き
さを決定する。
【００１５】次に求まった対気流角・マッハ数と圧力係
数から飛行速度ベクトルを算出する解析式を、演算処理
器にＲＯＭ化して逐次呼び出して使用できるようにす
る。演算処理には、前記方法のように、更新毎に決めら
れた演算処理にしたがって実行する逐次計算方法があ
る。他の方法として、途中のマッハ数算出の３次方程式
の解法を省き、あらかじめ求めてある気流角圧力係数と
マッハ圧力係数からマッハ数Ｍを計算してマッハ数テー
ブルを作成しておき、直接マッハ数を読むテーブル換算
方式とがある。その方法は、５つの圧力情報からまず気
流角圧力係数とマッハ圧力係数を同時に求め、マッハ圧
力係数の値から本更新時における飛行速度領域を把握し
て分割領域ｋを決定する。速度領域の決定後、領域のマ
ッハ数テーブルＴＢから気流角圧力係数とマッハ圧力係
数をもとにマッハ数を求める。これらの演算処理は高更
新率下で実施される。なお、マッハ数テーブルは、予め
風洞で種々のマッハ数と気流軸に対してプローブ角を変
化させて５つの圧力情報から気流角圧力係数とマッハ圧
力係数の関係グラフからマッハ数が決定できるようにし
てＲＯＭ化しておく。
【００１６】３分割の速度毎の各圧力校正係数は、予め
前記四角錐台型５孔プローブを低速風洞及び遷音速風洞
及び超音速風洞の支持装置に設けて、速度設定毎に前記
四角錐台型５孔プローブを気流軸に対する迎角と横滑り
角を設定して、設定毎にプローブが検出した得られた５
つの圧力情報と前記設定迎角と横滑り角を前記１次及び
２次演算処理の演算処理式に当てはめて最小２乗法で決
定して、ＲＯＭ化しておく。
【００１７】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態を図面を
参照しながら詳細に説明する。図１は、本発明に掛かる
四角錐台型５孔プローブを用いた飛行速度ベクトル演算
処理システムの全体構成を示す、ブロック線図であり、
図３〜図６は本発明の飛行速度ベクトル演算処理システ
ムに使用される四角錐台型５孔プローブの種々の実施形
態を示している。
【００１８】本発明で用いられる多角錐台型ピトー管型
プローブは、通常は別体のプローブとして形成されてい
るが、図３及び図４に示すように、超音速機等の航空機
のノーズ部に直接設けることも可能であり、本実施形態
ではその例について説明する。本実施形態の多角錐台型
５孔ピトー管型プローブ２０は、先に本発明者が提案し
た（特開平５−２８８７６１号）ものと基本的構成は同
様であり、先端部が多角錐台型をなしてその頂部に遮蔽
孔２２を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係
で定まる一定長だけ入った位置に、前記遮蔽孔径より小
径の総圧管２３が配置固定され、遮蔽孔２２の底端近傍
には遮蔽孔内の圧力を一部リークさせる分流孔２４（図
４（ｂ））が設けられている。そして、前記多角錐台型
（図の実施例では四角錐台型）の各角錐面２５1〜２５4
上には、各角錐面に作用する圧力Ｐｂ1、Ｐｂ2、Ｐ
ｂ3、Ｐｂ4を検出する圧力孔２６1〜２６4が設けられて
いる。本実施形態では、前記各圧力孔はプローブ内面で
はそれぞれ単一の圧力孔として貫通しているが、プロー
ブの角錐面では図４（ａ）に示すように複数個からなる
圧力孔群として形成されている。各圧力孔の圧力孔の端
部には、圧力に比例して電気信号を発生する圧力変換器
２７がそれぞれ設けられ、四角錐台形５孔プローブで検
出した圧力を電気信号に変換して、演算処理器に送るよ
うになっている。
【００１９】なお、図５及び図６は四角錐台型５孔プロ
ーブのそれぞれ別の実施形態を示しており、基本的構成
は前記実施形態のものと同様であるので、同一符号を付
して説明は省略し、相違点のみを説明する。図５に示す
実施形態の四角錐台型５孔プローブ３０は円柱状に単独
のプローブとして形成され、航空機等に支持具３１によ
って支持される構造となっている。図６に示す実施形態
の四角錐台型５孔プローブ３５は図示のように軸方向に
径が変化するカプセル状に形成され、その周面に形成さ
れた分流孔の最前列孔のみを総圧バランス孔３７として
使用している。なお、図中７は航空機等への支持具であ
る。
【００２０】次に、図１により本実施形態にかかる飛行
速度ベクトル演算処理システムの全体構成について説明
する。この飛行速度ベクトル演算処理システムは、基本
的には、四角錐台型５孔プローブ１、圧力変換器２、演
算処理器３、出力部４、及び表示装置５又は関連機器６
とから構成されている。そして、必要に応じて演算処理
器３は、大気総温度情報装置（ＴＡＴ）７からの温度情
報Ｔ、慣性基準装置８からの３軸周りの傾きθx、θy、
θz、及び全地球測位装置（ＧＰＳ）９からの飛行位置
情報Ｇが取り込めるように、これら外部装置とつながっ
ている。
【００２１】前記四角錐台形５孔プローブ１は、前述の
ように、飛行中の総圧Ｐｈ、及び角錐面における９０°
間隔毎の側圧Ｐｂ1〜Ｐｂ2を検出し、該検出圧力情報を
圧力変換器２を介して電気信号に変換して演算処理器３
に入力する。該演算処理器では、四角錐台型５孔プロー
ブからの圧力情報と、外部システムから得られる温度情
報、慣性基準システム情報、飛行位置情報を係合させ
て、これらの情報を基に逐次マッハ数Ｍ、迎角α、横滑
り角β、或いは必要に応じて較正対気速度Ｖcas、真対
気速度Ｖtas、等価対気速度Ｖiasを演算処理によりリア
ルタイムで求め、出力部４から表示装置５及び関連機器
６に出力して表示及び制御情報として出力する構成とな
っている。
【００２２】前記演算処理器３は、中央演算処理器（Ｃ
ＰＵ）１０と、予め風洞試験により求めてあるマッハ数
ＭがＭ≦０．２の速度域（ｋ＝１）におけるマッハ圧力
校正係数Ａij、迎角圧力校正係数Ｂij及び横滑り角圧力
校正係数Ｃijの圧力校正係数テーブル１２、同じく０．
２＜Ｍ＜１．０の速度域（ｋ＝２）における圧力校正係
数テーブル１３、Ｍ≧１．０の速度域（ｋ＝３）におけ
る圧力校正係数テーブル１４を格納したＲＯＭ１５と、
プローブの位置誤差テーブル格納したＲＯＭ１６を有
し、該演算処理器３内では、３段階の演算処理を行って
飛行速度ベクトルを求める。なお、各速度域毎の前記プ
ローブのマッハ圧力校正係数・迎角圧力校正係数・横滑
り角圧力校正係数の決定は、前記四角錐台型５孔プロー
ブを低速風洞及び遷音速風洞及び超音速風洞の支持装置
に設けて、速度設定毎に前記四角錐台型５孔プローブを
気流軸に対する迎角と横滑り角を設定して、設定毎にプ
ローブが検出した得られた５つの圧力情報と前記設定迎
角と横滑り角を前記１次及び２次演算処理の演算処理式
に当てはめて最小２乗法で行った。
【００２３】まず演算処理式Ａ群を用いて四角錐台型５
孔プローブの圧力情報のみから、総圧Ｐｈ、マッハ圧力
係数Ｃｍ、気流の迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力係数
Ｃβ、気流角圧力計数Ｃγを演算して一次処理を行う。
次いで演算処理式Ｂ群を用いて、一次処理により圧力情
報から求まった総圧Ｐｈ、マッハ圧力係数Ｃｍ、気流の
迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力係数Ｃβ、気流角圧力
係数Ｃγと、ＲＯＭ１５に格納されているテーブルの圧
力校正係数を用いてマッハ数Ｍを計算し、それにより速
度域を決定することによって、プローブ軸に対する迎角
α、横滑り角β及び対気速度Ｖを算出する二次処理を行
う。
【００２４】次いで、二次処理により得られたプローブ
軸に対する迎角α、横滑り角β及び対気速度Ｖを、慣性
基準システム８及び全地球測位システム９からの情報に
より、ＲＯＭ１６ｉ格納されているプローブ位置誤差デ
ータを基にの飛行速度ベクトルを機体軸に対する飛行速
度ベクトル(Mb、αb、βb）に換算する三次処理を行う。
また、必要に応じて第３次演算処理式群を用いて、較正
対気速度Ｖcas、真対気速度Ｖtas、等価対気速度Ｖeas
を演算処理により求める。
【００２５】以下、本発明の広速度域飛行速度ベクトル
計測システムの具体的システム構成を説明する。まず、
四角錐台型の先端形状を同じくする５孔プローブに対応
して、予め風洞試験により、各速度領域毎にマッハ圧力
校正係数 kＡij、迎角圧力校正係数 kＢij、及び横滑り
角圧力校正係数 kＣijを求めてテーブル化し、そのデー
タをＲＯＭ化し、演算処理装置に格納する。図１３は前
記各圧力校正係数のテーブル１２、１３、１４を模式的
に表したものである。
【００２６】実機での飛行べクトルの演算処理手順を図
１１のフローチャートを用いて説明する。飛行開始前に
前記ＲＯＭから前記各圧力校正係数を呼び出し実行を開
始する（Ｓ１〜Ｓ２）。飛行が開始されると、プローブ
で検出される５つの圧力（Ｐh、Ｐｂ1〜Ｐb4）情報をＣ
ＰＵに読み込む（Ｓ４）。次いで、圧力情報から式Ａ群
演算処理式を用いて、迎角圧力係数Ｃα、横滑り角圧力
係数Ｃβ、対気流角圧力係数Ｃγ、マッハ圧力係数Ｃｍ
を計算する（Ｓ５）。Ｓ６で、計算により得られた対気
流角圧力係数Ｃγ、対気流角圧力係数Ｃγと、仮にｋ＝
２における迎角圧力校正係数 2ＡijをＲＯＭに格納され
ている圧力校正係数テーブル１３から読み出して、２次
演算処理式の、 Ｃm＝(2Ａ00＋2Ａ01Ｍ＋2Ａ02Ｍ2＋2Ａ03Ｍ3)＋(2Ａ10
＋2Ａ11Ｍ＋2Ａ12Ｍ2＋2Ａ13Ｍ3)Ｃγ2 において、境界値Ｍ＝０．２を代入した場合のマッハ圧
力係数Ｃｍ’と、Ｍ＝１．０を代入した場合のマッハ圧
力係数Ｃｍ”を算出する。
【００２７】次に、Ｓ５で得られたＣｍ’とＳ５でプロ
ーブの圧力情報に基づいて得られたマッハ圧力係数Ｃｍ
とを比較し、Ｃｍ≦Ｃｍ’ならばＳ９で速度域ｋ＝１を
指定し、ＮＯならばＳ８に進んでＣｍ’及びＣｍ”と比
較してＣｍ”＜Ｃｍ≦Ｃｍ’ならばＳ９で速度域ｋ＝２
を指定する。Ｎｏであればｋ＝３を指定する。このよう
に、Ｓ９で現在の速度域を指定し、それに基づいて当該
速度域に対応するマッハ圧力校正係数 kＡij をＲＯＭ
より読み出し、さらにＳ５でプローブ情報に基づいて算
出した既知量Ｃｍ、Ｃγを代入したマッハ数Ｍの３次方
程式 Ｃm＝(kＡ00＋kＡ01Ｍ＋kＡ02Ｍ2＋kＡ03Ｍ3)＋(kＡ10
＋kＡ11Ｍ＋kＡ12Ｍ2＋ kＡ13Ｍ3)Ｃγ2 により、マッハ数Ｍを計算する（Ｓ１０）。
【００２８】得られたマッハ数Ｍとその指定領域内の最
小マッハ数 kＭmin及び最大マッハ数 kＭmaxと比較し
て、得られたマッハ数が指定速度域内にあるか否かを判
別する（Ｓ１１）。もし、指定速度域外であれば、Ｓ４
に戻り、再びＳ１１までの処理を行ない、マッハ数が指
定速度域内になるまでその処理を繰返す。得られたマッ
ハ数が指定速度域内にあるならば、そのマッハ数をその
時点での速度と決定し、Ｓ１２に進む。
【００２９】Ｓ１２では、既知数である迎角圧力係数Ｃ
αとマッハ数Ｍ及び当該速度域の迎角圧力校正係数kＢi
jとから（２）〜（２2）式に基づいて、プローブ軸に対
する迎角αを計算すると共に、横滑り角圧力係数Ｃβと
マッハ数Ｍ及び当該速度域の横滑り角圧力校正係数 kＣ
ijとから（３）〜（３2）に基づいて横滑り角βを計算
する。このようにして得られた飛行中のマッハ数Ｍ、全
圧Ｐｈ、迎角α、横滑り角βからプローブ軸に対する速
度ベクトルと動圧ｑと静圧（高度）を計算する。その
際、空気密度ρは機体に設けられている気圧計から得る
（Ｓ１３）。
【００３０】さらに、慣性基準装置（ＩＲＳ）、慣性航
法装置（ＩＮＳ）、全地球測位装置（ＧＰＳ）からの情
報により、ＲＯＭ１５格納されているプローブ位置誤差
データを基に飛行速度ベクトルを機体軸に対する飛行速
度ベクトル(Mb、αb、βb）に換算する（Ｓ１４）。ま
た、必要に応じて演算処理式Ｃ群を用いて、較正対気速
度Ｖcas、真対気速度Ｖtas、等価対気速度Ｖiasを演算
処理により求める。得られた速度ベクトル信号は、飛行
速度ベクトルのディスプレー装置に送られて画像表示さ
れる（Ｓ１５）。また必要に応じ対気流変化信号として
飛行制御計算機の制御側に用いられる（Ｓ１５’）。あ
るいは、ウィンドシヤ、偏流角等の対気流変化信号をデ
ジタル飛行装置に収納される（Ｓ１５”）。以上のＳ４
〜Ｓ１５の処理を飛行中所定時間毎に繰返して飛行中の
エアデータをリアルタイムで更新していく。
【００３１】以上、本発明の好適な実施形態を示した
が、他の方法として、途中のＳ１０、１１でのマッハ数
算出の３次方程式の解放を省き、あらかじめ速度域毎に
求めてある気流角圧力係数とマッハ圧力係数からマッハ
数Ｍを計算して図１４に示すように、速度域毎にマッハ
数テーブルを作成してＲＯＭに格納しておき、速度域を
指定してＣγとＣｍから直接マッハ数を読むＳ１０’に
換えることによって、より高速に速度ベクトルの演算処
理ができる。また、前記マッハ数テーブルは、各速度域
に区分せずに、図１５に示すように広速度域で予め風洞
試験により四角錐台型５孔プローブの種類に応じて対気
流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力係数Ｃｍとマッハ数との
関係を求めて、広速度域マッハ数テーブル４０、４１、
４２を作成して演算処理器に記憶させておき、広速度域
マッハ数テーブルから直接マッハ数を決定するようにし
ても良い。
【００３２】前記実施形態では、速度域を３速度域に区
分してあるが、必ずしも３区分に限らず４区分以上に区
分して、角速度域において、上記のようにして各圧力校
正係数を求めるようにしても良い。
【００３３】
【発明の効果】本発明は、以上の説明から明らかなよう
に、次のような格別の効果を奏する。本発明の広速度域
飛行速度ベクトルを演算処理する方法によれば、低速か
ら超音速までの広速度域を例えば、低速域、亜音速から
マッハ数１．０領域、マッハ数１．０以上の３速度域と
して、それぞれの速度域で気流角に依存しない総圧を基
準にした圧力校正係数を適用することで、静圧情報を用
いずにすばやく、高精度で広速度域飛行速度ベクトルの
計算を高速で行うことができる。
【００３４】従って、本発明によれば、低速から超音速
までの広速度域において、大きな姿勢角で飛行する場合
でも、高精度で且つ高速で飛行速度ベクトルを求めるこ
とができ、航空機に該システムを採用することによっ
て、例えばウインド・シャなどの気流変化に対する航空
機の飛行速度ベクトルを機上にてリアルタイムで得るこ
とができ、航空機の安全性を確保する飛行制御情報とし
て利用することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態に係る広速度域飛行速度ベク
トル計測システムの概略構成を示すブロック線図であ
る。
【図２】その第２次処理の主要構成を示すブロック線図
である。
【図３】本発明の広速度域飛行速度ベクトル計測システ
ムで使用される四角錐台型５孔プローブの断面図であ
る。
【図４】（ａ）は図３における四角錐台型５孔プローブ
の左側面図、（ｂ）はＢ−Ｂ断面図、（ｃ）はＣ−Ｃ断
面図である。
【図５】他の実施形態に係る四角錐台型５孔プローブの
正面図である。
【図６】さらに、他の実施形態に係る四角錐台型５孔プ
ローブの正面図である。
【図７】風洞実験における四角錐台型５孔プローブの設
定迎角に対するマッハ数毎の気流圧力係数との関係を示
すグラフである。
【図８】風洞実験における四角錐台型５孔プローブの設
定横滑り角に対するマッハ数毎の横滑り圧力角係数との
関係を示すグラフである。
【図９】風洞実験における四角錐台型５孔プローブの設
定マッハ数に対する気流角毎の対気流角圧力係数との関
係を示すグラフである。
【図１０】風洞実験における四角錐台型５孔プローブの
設定マッハ数に対する気流角毎のマッハ圧力係数との関
係を示すグラフである。
【図１１】本発明の実施形態に係る広速度域飛行速度ベ
クトル計測システムの演算処理のフローチャートの一部
を示す。
【図１２】図１２（ａ）は図１１に示すフローチャート
に続くフローチャートの一部である。図１２（ｂ）は図
１１に示すフローチャートのＳ１０、１１の置換ステッ
プである。
【図１３】３速度域における各圧力校正係数テーブルの
模式図である。
【図１４】３速度域におけるマッハ数テーブルの模式図
である。
【図１５】広速度域におけるマッハ圧力係数と対気流各
圧力係数からマッハ数を決定するためのマッハ数テーブ
ルの模式図である。
【符号の説明】
１、２０、３０ 四角錐台型５孔プローブ ２ 圧力変換器 ３ 演算処理器 ４ 出力部 ５ 表示部 ６ 関連機器 ７ 対気温度情
報装置 ８ 慣性基準装置 ９ 全地球測位
装置 １０ 中央演算処理器（ＣＰＵ） １１〜１４ 圧力校正係数テーブル １５ ＲＯＭ ２２ 遮蔽孔 ２３ 全圧管 ２４ 分流孔 ２５ 角錐面 ２７ 圧力孔 ２７ 圧力変換器 ４０〜４２ マッハ数テーブル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平１−301494（ＪＰ，Ａ) 実開 平２−29894（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭57−144800（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) G01P 5/175

Claims (8)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 先端が四角錐台型をなしてその頂点に総
    圧孔を有し、且つ各四角錐台面に圧力孔を設けてなる四
    角錐台型５孔プローブが検出する５つの圧力情報を、電
    気信号に変換して演算処理器に取り込み、前記プローブ
    の上下圧力孔の差圧情報から気流の迎角圧力係数Ｃα、
    左右圧力孔の差圧情報から横滑り角圧力係数Ｃβをそれ
    ぞれ求め、且つ得られた迎角圧力係数Ｃαと横滑り角圧
    力係数Ｃβから対気流角圧力係数Ｃγを得る第１次演算
    処理、前記迎角圧力係数Ｃα、角圧力係数Ｃβ及び対気
    流角圧力係数Ｃγと、演算処理器に予め記憶させておい
    た広速度域を複数に分割した各速度域毎の前記プローブ
    のマッハ数Ｍ・迎角α・横滑り角βに対する各圧力校正
    係数と、未知量のマッハ数Ｍ、迎角α及び横滑り角βと
    で、多項近似式からなる演算処理式を構成して、マッハ
    数の大きさを決定し、次いで求まったマッハ数で速度域
    を決定して、該速度域における前記各圧力校正係数を呼
    び出して、前記近似多項式で飛行速度ベクトル（Ｍ、
    α、β）を算出する第２次演算処理とからなることを特
    徴とする広速度域飛行速度ベクトル計測システム。
  2. 【請求項２】 広速度域をマッハ数が０．２以下と、亜
    音速からマッハ数１．０までの速度域（０．２＜Ｍ＜
    １．０）と、マッハ数１．０以上の速度域の３速度域に
    分割し、該速度域毎に迎角圧力校正係数テーブル、横滑
    り角圧力校正係数テーブル、マッハ圧力校正係数テーブ
    ルを作成して前記演算処理器のＲＯＭに記憶させておく
    ことを特徴とする請求項１記載の広速度域飛行速度ベク
    トル計測システム。
  3. 【請求項３】 前記広速度域を４速度域以上に多分割
    し、該速度域毎に迎角圧力校正係数テーブル、横滑り角
    圧力校正係数テーブル、マッハ圧力校正係数テーブルを
    作成して前記演算処理器のＲＯＭに記憶させておくこと
    を特徴とする請求項１記載の広速度域飛行速度ベクトル
    計測システム。
  4. 【請求項４】 前記第１次演算処理及び第２次演算処理
    の各演算処理式を外部ＲＯＭに記憶させ、該外部ＲＯＭ
    と前記演算処理器を接続して、逐次外部ＲＯＭより呼び
    出して処理する請求項１〜３記載の広速度域飛行速度ベ
    クトル計測システム。
  5. 【請求項５】 予め風洞試験により四角錐台型５孔プロ
    ーブの種類に応じて対気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力
    係数Ｃｍとマッハ数との関係を速度域ごとに求めて各速
    度域マッハ数テーブルを作成して演算処理器に記憶させ
    ておき、前記第２次演算処理において、マッハ数は、前
    記第１次処理で得られた対気流角圧力係数Ｃγとマッハ
    圧力係数Ｃｍとで、前記マッハ数テーブルから直接マッ
    ハ数を決定するようにした請求項１〜４何れか記載の広
    速度域飛行速度ベクトル計測システム。
  6. 【請求項６】 予め風洞試験により四角錐台型５孔プロ
    ーブの種類に応じて対気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧力
    係数Ｃｍとマッハ数との関係を広速度域で求めて広速度
    域マッハ数テーブルを作成して演算処理器に記憶させて
    おき、前記第２次演算処理において、マッハ数は、前記
    第１次処理で得られた対気流角圧力係数Ｃγとマッハ圧
    力係数Ｃｍとで、前記マッハ数テーブルから直接マッハ
    数を決定するようにした請求項１〜４何れか記載の広速
    度域飛行速度ベクトル計測システム。
  7. 【請求項７】 前記演算処理器に慣性基準装置及び全地
    球測位装置が係合され、該慣性基準装置及び全地球測位
    装置からの情報により、前記プローブ軸に対する速度ベ
    クトルを機体軸に対する飛行速度ベクトルに換算する第
    ３次処理を含むでいる請求項１〜６何れか記載の広速度
    域飛行速度ベクトル計測システム。
  8. 【請求項８】 各速度域毎の前記プローブのマッハ圧力
    校正係数・迎角圧力校正係数・横滑り角圧力校正係数の
    決定は、前記四角錐台型５孔プローブを低速風洞、遷音
    速風洞及び超音速風洞の支持装置に設けて、速度設定毎
    に前記四角錐台型５孔プローブを気流軸に対する迎角と
    横滑り角を設定して、設定毎にプローブが検出した得ら
    れた５つの圧力情報と前記設定速度、設定迎角と横滑り
    角を前記１次及び２次演算処理の演算処理式に当てはめ
    て最小２乗法で行ったことを特徴とする請求項１記載の
    広速度域飛行速度ベクトル計測システム。
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