JP3501974B2 - 温度検出装置 - Google Patents
温度検出装置Info
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
- G01K13/02—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow
- G01K13/028—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow for use in total air temperature [TAT] probes
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Description
の空気取入口に設置され、吸入した空気の全温度を検出
するための温度検出装置に関するものである。 【０００２】 【従来の技術】従来動力機関を搭載した航空機には、巡
航中の動力機関に取り入れられる空気の全温度を検出す
るための温度検出装置が設置されている。この温度検出
装置は動力機関の空気取入口に設置されたものであり、
例えば図４に示すようなものがある。 【０００３】図４において、温度検出装置４０はジェッ
トエンジンの空気取入口に設けられたものであり、吸入
される空気４４を取り入れるために上流側に開口した中
空状の空気導入部４１を有する匡体４２と、空気導入部
４１内部に設けられた熱電対などからなる感温部４３と
を備えている。感温部４３は、吸入された空気４４とほ
ぼ直角に衝突するように設置されており、このよどまさ
れた空気４４の全温度を検出するようになっている。 【０００４】あるいは図５に示すように、空気５５が吸
入される方向に開口した空気導入部５１を有する匡体５
２を備えた温度検出装置５０において、空気導入部５１
の内壁部の一部にはよどみ空気導入口５６が設けられて
おり、よどみ空気導入口５６に連通するように第二中空
部５７が形成されている。この第二中空部５７には感温
部５３が設置されており、よどみ空気導入口５６を通過
した空気５５の全温度は感温部５３で検出されるように
なっている。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】このような構成を持つ
温度検出装置４０、５０を備えた航空機が、例えば氷雪
条件下を巡航した場合、温度検出装置４０、５０は、氷
雪を含んだ空気４４、５５を吸入してしまい、空気流入
部４１、５１や、あるいは図４に示したように直接空気
４４と衝突する感温部４３には氷雪４８、５８が付着し
てしまう。そのため、適正な温度検出が行えなかった
り、感温部４３に物理的な損傷が与えられてしまうとい
う問題があった。 【０００６】本発明は、このような事情に鑑みてなされ
たもので、氷雪条件下で用いられても感温部やその近傍
に氷雪が付着しにくく、適正な温度検出が行える温度検
出装置を提供することを目的としている。 【０００７】 【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
め、本発明は、航空機用動力機関の空気取入口に設置さ
れ、吸入した空気の全温度を検出するための温度検出装
置であって、翼形の匡体と、前記匡体近傍の空気の全温
度を検出するように設けられた感温部とを備えたことを
特徴とする。 【０００８】 【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施形態による
温度検出装置を図面を参照して説明する。図１は本発明
の温度検出装置の一実施形態を示す斜視図であり、図２
は図１の上方から見た平面図である。 【０００９】図１、図２に示すように、温度検出装置１
は、断面視翼形の匡体２と、匡体２に支持された感温部
３とを備えている。このうち匡体２は、吸入した空気１
０が衝突される部分である平面視略円弧状の前縁４と、
空気１０が流出する部分である後縁５とを備えており、
また、前縁４から後縁５にわたって外方へ反るように形
成された背部６と、ほぼ平面状に形成された腹部７とを
有している。 【００１０】感温部３は、腹部７において前縁４と後縁
５との中間部に設置されており、感温部３は腹部７の表
面近くの匡体２内部に設けられている。この感温部３に
は、例えば測温抵抗型センサや熱電対などの温度センサ
が用いられており、腹部７の表面温度を検出するように
設置されている。また感温部３のうち、匡体２に対面し
た部分の境界には断熱層（もしくは断熱のための空間）
８が設けられている。 【００１１】このように構成された温度検出装置１は、
図３に示すように基盤９に支持されて動力機関２０のう
ち、空気取入口２１の上方の内壁部に設置される。温度
検出装置１は、匡体２の前縁４を空気取入口２１の上流
側に向かせつつ、吸入された空気１０の流路方向と腹部
７表面とをほぼ平行にさせて設置される。そして匡体２
の前縁４は、空気１０とほぼ直角に衝突するようになっ
ている。 【００１２】前縁４に衝突した空気１０は、図１、図２
に示すように前縁４の表面に衝突したあと、背部６と腹
部７との両側に分岐するように流れ、背部６及び腹部７
のそれぞれの表面を沿うように流れた後、後縁５に至
る。 【００１３】腹部７の表面に沿って流れる空気１０は後
縁５から流出される。このとき、腹部７表面近傍の空気
１０は、空気１０の気流と匡体２との相対速度による摩
擦によって熱が生じる。感温部３はこの摩擦熱によって
温度が上昇した空気１０を観測するようになっている。 【００１４】このようにして空気流入口２１を通過した
空気１０は、動力機関２０内部で燃料を混合し燃焼させ
ることにより、物理的エネルギーを得て推力を発生させ
る。 【００１５】このような温度検出装置１を備えた航空機
が氷雪条件下を巡航した場合、匡体２を気流上流方向か
ら見たときに見える部分である空気１０とほぼ直角に衝
突される前縁４近傍において、空気１０中の氷雪はこの
部分に付着しやすくなる。そしてこの部分には、先端着
氷部Ｂが形成される。 【００１６】一方、腹部７の表面を流れる空気１０は、
腹部７表面と衝突することなくほぼ平行に流れており、
空気１０とともに流れてきた氷雪は腹部７に衝突しにく
いようになっている。そのため、腹部７の感温部３が設
けられた表面付近には氷雪が付着されにくいようになっ
ており、温度検出は適正に行われるとともに、感温部３
に対する物理的な損傷は防止されるようになっている。 【００１７】そして感温部３は、腹部７表面を流れる空
気１０の気流と匡体２との速度差による摩擦によって生
じる熱を観測することによって全温度と同等の値を検出
するようになっている。 【００１８】このとき、空気１０の全温度の検出は腹部
７表面の温度を検出する感温部３にて行われるが、腹部
７の表面においては空気１０はよどまないため全温度を
検出したことにはならない。つまり、一般的には、静温
度Ｔ0 、マッハ数Ｍで流れている空気１０の全温度Ｔ1
は、空気１０を匡体２に衝突させて気流をよどませ、こ
のよどみ点の温度を検出することにより観測されるが、
このときのよどみ点の全温度Ｔ1 は、 Ｔ1 ＝Ｔ0（１＋Ｒ（κ−１）／２×Ｍ2） （１） 但し、κ：空気の比熱比（≒１．４） Ｒ：リカバリーファクター（≒１） で表される。 【００１９】一方本発明のように、腹部７表面を流れて
いる空気１０の温度Ｔ1 ’は、 Ｔ1’＝Ｔ0（１＋ｒ（κ−１）／２×Ｍ2） 但し、ｒ＝Ｐｒ1/3 ≒０．９ Ｐｒ：空気のプラントル数（≒０．７１） （２） で表される。 【００２０】（１）式、（２）式から分かるように、よ
どみ点での全温度Ｔ1 と腹部７表面での空気１０の温度
Ｔ1 ’とは計算結果が異なる。しかしながら、例えばマ
ッハ数Ｍ＝０．５５、Ｔ0 ＝２９３．２Ｋとした場合、
それぞれＴ1 ＝３１０．９Ｋ、Ｔ1 ’＝３０９．２Ｋと
なり、わずか１．７Ｋの違いが生じるだけである。その
ため、この誤差を許容範囲とするか、或いは検出したＴ
1 ’にこの誤差数値を加えるなどのわずかな補正を行う
だけで全温度を導き出すことができる。そしてこの温度
Ｔ1’ は、実際の全温度Ｔ1 に対して、感温部３に氷雪
が付着した場合に得られた検出値よりはるかに近い値で
あるということが言える。 【００２１】このように、匡体２を翼形とし、全温度を
検出するための感温部３を腹部７の中間部に設置したこ
とにより、感温部３は吸入された空気１０と直角に衝突
しないようになっている。また感温部３は、腹部７表面
に露出させて設置されたため、吸入された空気１０中の
氷雪を感温部３に直接衝突させずに、腹部７表面を通過
した空気１０の温度を検出するようになっている。その
ため、感温部３や感温部３近傍への氷雪の付着は大幅に
低減され、適正な温度検出を実現することができるとと
もに、感温部３の物理的な損傷を防止することができ
る。そして、腹部７の表面を通過した空気１０の温度を
観測してやれば、よどみ点での全温度Ｔ1とほぼ同じ値
を検出することができる。 【００２２】匡体２と感温部３との間に断熱層８を設け
たため、匡体２のうち、前縁４や後縁５、或いは背部６
など、腹部７表面以外から感温部３への伝熱は防止さ
れ、温度検出装置１は適正な温度検出を行うことができ
る。 【００２３】なお、腹部７は平面状に限ったものではな
く、その表面を流れる空気１０とこれに含まれる氷雪と
の衝突が低減されたものであればよいため、例えば断面
円弧状に形成させたり、表面にスリットなどを設けても
よい。 【００２４】 【発明の効果】本発明の温度検出装置は以下のような効
果を有するものである。 （１）匡体を翼形とし、全温度を検出するための感温部
を前記腹部の中間部に設置したことにより、前記感温部
は吸入された空気と直角に衝突しないようになってい
る。また感温部は、腹部表面の温度を検出するように設
置されたため、吸入された空気中の氷雪を前記感温部に
直接衝突させずに、腹部表面を通過した空気の温度を検
出するようになっている。そのため、感温部や感温部近
傍への氷雪の付着は大幅に低減され、適正な温度検出を
実現することができるとともに、感温部の物理的な損傷
を防止することができる。 （２）前記匡体と感温部との間には断熱層が設けられた
ため、翼の前縁や後縁、或いは背部などからの感温部へ
の伝熱は防止され、適正な温度検出を行うことができ
る。
る。 【図２】図１の上方から見た平面図である。 【図３】温度検出装置が動力機関に設置された様子を説
明する図である。 【図４】従来の温度検出装置を説明する図である。 【図５】従来の温度検出装置を説明する図である。 【符号の説明】 １ 温度検出装置 ２ 匡体 ３ 感温部 ４ 前縁 ５ 後縁 ６ 背部 ７ 腹部 ８ 断熱層（もしくは断熱のための空間） ９ 基盤 １０ 空気 ２０ 動力機関 ２１ 空気取入口
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 航空機用動力機関の空気取入口に設置さ
れ、吸入した空気の全温度を検出するための温度検出装
置であって、前縁から後縁にわたって外方に反るように形成された背
部と略平面状あるいは内方に反る円弧状に形成された腹
部とからなる 翼形の匡体と、 前記匡体の腹部に設けられ、当該腹部おける空気の全温
度を検出するように設けられた感温部とを備えたことを
特徴とする温度検出装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09556399A JP3501974B2 (ja) | 1999-04-01 | 1999-04-01 | 温度検出装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09556399A JP3501974B2 (ja) | 1999-04-01 | 1999-04-01 | 温度検出装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000292267A JP2000292267A (ja) | 2000-10-20 |
| JP3501974B2 true JP3501974B2 (ja) | 2004-03-02 |
Family
ID=14141067
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP09556399A Expired - Lifetime JP3501974B2 (ja) | 1999-04-01 | 1999-04-01 | 温度検出装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
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-
1999
- 1999-04-01 JP JP09556399A patent/JP3501974B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| Publication number | Publication date |
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