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Info
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
- G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
- G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
- G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
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Description
【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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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)。
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。
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)。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
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)
- 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP9159300A JP2884502B2 (ja) | 1997-06-03 | 1997-06-03 | 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 |
US09/004,272 US6176130B1 (en) | 1997-06-03 | 1998-01-08 | Flight velocity vector measuring system in wide velocity region using truncated pyramid-shape probe |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP9159300A JP2884502B2 (ja) | 1997-06-03 | 1997-06-03 | 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 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH10332728A JPH10332728A (ja) | 1998-12-18 |
JP2884502B2 true JP2884502B2 (ja) | 1999-04-19 |
Family
ID=15690794
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP9159300A Expired - Lifetime JP2884502B2 (ja) | 1997-06-03 | 1997-06-03 | 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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Country | Link |
---|---|
US (1) | US6176130B1 (ja) |
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JP3486672B2 (ja) | 2000-02-25 | 2004-01-13 | 独立行政法人航空宇宙技術研究所 | 四角錐台型5孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 |
FR2817044B1 (fr) * | 2000-11-17 | 2003-02-14 | Thomson Csf | Procede de determination de parametres aerodynamiques et procede de detection de panne d'une sonde utilisee pour determiner les parametres aerodynamiques |
US6452542B1 (en) * | 2001-03-02 | 2002-09-17 | Rosemount Aerospace Inc. | Integrated flight management system |
US6561020B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-05-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Method to calculate sideslip angle and correct static pressure for sideslip effects using inertial information |
US20050131639A1 (en) * | 2003-12-11 | 2005-06-16 | International Business Machines Corporation | Methods, systems, and media for providing a location-based service |
JP4100515B2 (ja) * | 2004-09-17 | 2008-06-11 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 高空域対応型の広速度域飛行速度ベクトル計測プローブと計測システム |
US7392710B1 (en) | 2007-01-09 | 2008-07-01 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Flow meter probe with force sensors |
FR2922301B1 (fr) * | 2007-10-11 | 2010-02-26 | Airbus | Dispositif et procede d'estimation d'un angle de derapage d'un aeronef |
RU2542791C1 (ru) * | 2013-08-29 | 2015-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Приемник воздушного давления |
CN104374408A (zh) * | 2014-11-27 | 2015-02-25 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种侧滑角传感器的侧滑角修正的计算方法 |
US10921344B2 (en) | 2019-03-07 | 2021-02-16 | Bnsf Railway Company | Pressure sensing probe |
CN110672060B (zh) * | 2019-08-23 | 2022-09-16 | 中国人民解放军63729部队 | 一种基于外测速度的箭上姿态角情况判决方法 |
CN111487440A (zh) * | 2020-04-14 | 2020-08-04 | 大连凌海华威科技服务有限责任公司 | 一种五孔探针的标定方法 |
CN111856072B (zh) * | 2020-07-29 | 2021-10-15 | 中国汽车工程研究院股份有限公司 | 一种气流速度计算方法、系统、设备及一种存储介质 |
EP4124867A1 (en) * | 2021-07-29 | 2023-02-01 | Rockwell Collins, Inc. | Differential pressure angle of attack sensor |
US11579163B1 (en) | 2021-07-29 | 2023-02-14 | Rockwell Collins, Inc. | Differential pressure angle of attack sensor |
CN113654707B (zh) * | 2021-08-12 | 2022-08-16 | 北京航空航天大学 | 基于压力和流速的大气参数传感系统和需求参数计算方法 |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2913005B2 (ja) * | 1992-04-06 | 1999-06-28 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ |
JP2694263B2 (ja) * | 1994-08-23 | 1997-12-24 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ |
-
1997
- 1997-06-03 JP JP9159300A patent/JP2884502B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-01-08 US US09/004,272 patent/US6176130B1/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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US6176130B1 (en) | 2001-01-23 |
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