JP4361329B2 - デュアルチャネル電子マルチファンクションプローブおよび異なりかつ独立したエアデータ出力を実現する方法 - Google Patents

Description

本発明は、一般に、航空機で使用するエアデータ検知システムに関する。より具体的には、本発明は、エアデータ出力の違いおよび独立を実現するマルチファンクションプローブ、エアデータシステムおよび方法に関する。

従来、空気力学的には結合されてはいないが、プローブ間で電気信号をやりとりするプロセッサを有する独立したプローブを用いて、航空輸送手段の空気力学的航空機の迎え角（ＡＯＡ）および横滑り角（ＡＯＳ）を計算するエアデータシステムが知られている。これらのプローブは、電子マルチファンクションプローブ（ＭＦＰｓ）あるいはエアデータ検知プローブ（ＡＤＳＰｓ）と呼ばれる場合がある。電子ＭＦＰの一つとして、ゴールドリッチ コーポレイション（Goodrich Corporation）製のスマートプローブ（SmartProbe）がある。マルチファンクションプローブは、該プローブのユニットの一部として該プローブに設けられた処理回路を含むため、電子マルチファンクションプローブ・エアデータコンピュータと呼ばれる場合がある。上記航空輸送手段の横滑り時には、静圧や他の手段による、航空機の迎え角や、高度の測定を含む他の航空機パラメータの正確な測定のために、迎え角や静圧等の様々な（上記プローブに対して）局所的なパラメータまたは信号の補償が必要である。高度表示の精度に対するこの要求は、航空交通管制システムの低減垂直セパレーション最小限（ＲＶＳＭ）空間領域において特に重要である。

従来のエアデータシステムにおいては、航空機の両側におけるプローブは、該航空機の右側と該航空機の左側との間で圧力信号を平均して、「ほぼ正確な」静圧を生成するように、空気力学的に接続することができる。そのため、従来のほとんどのシステムにおいては、マッハ数および航空機の迎え角に対して補正が行われるが、横滑り効果を無視することがエラーを導き、相互結合されたプローブに対する横滑りに基づく補正を保障することがまれにできなくなる。しかし、航空機の両側間または航空機の同じ側のプローブ間を通る空気配管の必要性をなくするために、電子ＭＦＰｓは、単に電気的に接続されている。このことは、各プローブがたとえ他のプローブと電気的に通じていても、空気力学的に独立していることを意味する。

操縦制御システムおよび失速保護システム等の航空機システムが、より高度に一体化され、複雑化し、かつ自動化されるにつれて、それらの航空機システムによって利用されるエアデータ情報の完全性は、ますます重大になる。これらの高度に複雑化したシステムは、独立したソースにより測定されるエアデータ情報の冗長な入力を要する。さらに、エアデータの独立したソースは、エアデータの異なるソース間で起きる共通モードのエラーの危険性を低減するために、異なる装置から得られるように要求される。エアデータ出力のこの独立性、および相違性は、米国および欧州の認可当局により強く推奨されている。相違性および独立性は、データを使用するシステムの複雑さに応じた安全性のレベルを保障する。

実例として、航空交通管制システムのＲＶＳＭ空間領域においては、米連邦航空局（ＦＡＡ）は、航空機が、わずか１，０００フィートの垂直セパレーションで飛行することを許可しているが、高度測定システムが、厳しい精度要求を満たさなければならないことを要求している。また、ＦＡＡは、１機の航空機が、少なくとも二つの独立した高度測定システム、好ましくは異なるシステムを搭載することを要求している。さらに、航空機システムの相違性は、フライバイワイヤーの航空機システムおよび操縦において、よりいっそう重要になっている。航空当局は、エアデータシステムのロスを破滅的であると考えているので、そのようなロスの見込みが極めて低いことを要求する。例えば、現在の要求は、失われるエアデータシステムの見込みが１０^−９未満であることである。二つの独立したエアデータシステムに、共通モードの故障を起こす可能性がほとんどない場合、当局は、全てのエアデータシステムのロスの見込みが、この基準を超えると判断する可能性がある。ＦＡＡおよびＪＡＡ（日本航空協会）により遵守させられる追加的な要求は、ＦＡＲ（米国連邦航空規則）／ＪＡＲ（欧州共同航空規則） ２５．１３０９と呼ばれ、単一の故障は、破滅的な事態を招かないと述べている。すなわち、共通モードの故障をなくすことの確実さが主要なものである。

航空機のＡＯＡおよびＡＯＳの評価における冗長性を与えるために、多重電子ＭＦＰｓが、エアデータ検知システムに用いられる。該多重電子ＭＦＰｓは、ペアで使用して、各々が二つの電子ＭＦＰｓをその一部として有する多重プローブシステムを構成することができる。単一の電子ＭＦＰは、いくつかの異なるプローブシステムの一部とすることができる。プローブシステム内の二つのＭＦＰｓにおける局部ＡＯＡの評価を、航空機のＡＯＡおよびＡＯＳを予測するのに用いることができることが知られている。また、二つの独自に配設されたプローブの各々からの局部圧力比Ｐｓｌ／ｑｃｌを用いて（但し、Ｐｓｌは、局部静圧であり、ｑｃｌは、局部衝撃圧であり、全圧力と局部静圧との差は、ＰＴ −Ｐｓｌ）、航空機のＡＯＡおよびＡＯＳを計算または評価することができることが知られている。換言すれば、各２プローブシステムは、二つのプローブにおける局部ＡＯＡ評価の固有の関数または各プローブにおける圧力比Ｐｓｌ／ｑｃｌの固有の関数である航空機のＡＯＡおよびＡＯＳの評価に達することが可能である。
米国特許第４，３７８，６９６号明細書 米国特許第６，０１２，３３１号明細書 米国特許第６，０７６，９６３号明細書

電子マルチファンクションプローブ・エアデータコンピュータをエアデータアプリケーションに用いることの一つの利点は、全てのプローブに対して共通の装置を使用することであり、それにより、航空機に必要なライン交換可能なユニット（ＬＲＵ）スペアの数を削減できる。一方、この共通性の欠点は、従来、電子マルチファンクションプローブシステム間に相違性がないということである。相違性がないことにより、エアデータシステムが、ハードウェア、ファームウェアおよびソフトウェアにおける共通モードの故障の危険性にさらされる。ここに、上記システムの完全性をめざして、改善する余地がある。

従って、異なりかつ独立したエアデータ出力を実現するシステムおよび方法は、当該技術において著しく改善されたものとなるであろう。

独立し、かつ異なる、航空機のエアデータパラメータの評価を提供するシステムは、航空機の外板に近接して配置可能な第１および第２のデュアルチャネル電子マルチファンクションプローブ（ＭＦＰｓ）を含む。各デュアルチャネル電子ＭＦＰは、圧力検知ポートと、電子装置のハウジングとを有する。各デュアルチャネル電子ＭＦＰの電子装置のハウジング内には、第１および第２の電子チャネルが設けられている。第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルは、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第１のエアデータシステムを形成するために、第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルと電気的に結合されている。第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルは、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第２のエアデータシステムを形成するために、第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルと電気的に結合されている。第１および第２のエアデータシステムは、互いに独立し、かつ異なっている。

図１を参照すると、機首部１２を有する航空機１０が示されている。装着されているデュアルチャネル・エアデータ検知プローブ（ＡＤＳＰｓ）またはマルチファンクションプローブ（ＭＦＰｓ）が概略的に示され、かつ符号１４、１６、１８、２０で示されている。これらは、４プローブエアデータ検知システムを構成している。以下に説明するように、該ＭＦＰｓの組合せは、多重２プローブシステムを形成するのに用いることができる。特に、ＭＦＰｓの組合せは、独立し、かつ異なる多重エアデータシステムを形成するのに用いることができる。独立したシステムの数は、ＡＯＡ角、横滑り（ＡＯＳ）および高度の航空機レベルの固有の表示を与えるために組合わせることができる局部静圧および局部迎え角（ＡＯＡ）のソースの数に依存する。

航空機１０の位置決めは、主翼２１の規定面に対して垂直な中心面または中心ライン１９に対してなされる。中心ライン１９は、航空機１０の進行の軌道が符号２２で示し、進行の軌道ライン２２と、上記ラインまたは平面１９との間に大きな角度βが存在している、非常に誇張的な横滑り状態で示されている。角度βは、本願明細書において航空機パラメータとして定義される航空機の横滑り角（ＡＯＳ）である。上記航空機は、図１の左側に本質的にそれている。該航空機に空気流が生じたときに、プローブ１４、１８は、風の角度および局部静圧に関する限り、プローブ１６、２０と異なるフロー状態にさらされ、互いに異なるものとなろう。

他の航空機パラメータは、航空機の迎え角（ＡＯＡ）である。上記航空機が迎え角を変更した場合、偏揺れ角（yaw angle）のため、該航空機の一方側の圧力の変化量は、該航空機の他方側の圧力の変化量と異なることを認識することができる。上記プローブが、単に電気的に互いに接続されている場合には、それらの変化を単純に平均して、横滑り補正静圧示度を得ることは難しくなる可能性がある。横滑り値の角度は、この角度を系統的な方法で補償するための補正係数として用いることができる。

電子マルチファンクションプローブまたはＭＦＰは、コンピュータがプロセッサとして該プローブに一体的に取付けられ、該プローブの検知部自体が、航空機の外板に沿って流れる気流中に突出しているプローブとして形成されている。上記プロセッサは、上記外板の内側に隣接した一体化ハウジング内にある。電子ＭＦＰｓからの出力は、内部圧力センサからの圧力示度をサンプリングして得られた圧力を示すディジタル電気信号である。電子ＭＦＰｓの上記内部圧力センサは、上記圧力信号を受けて、後にディジタル化される電気信号に変換する差動センサ、あるいは絶対センサのいずれかとすることができる。

プローブ１４、１６、１８、２０は、米国特許第４，３７８，６９６号または他の同様の特許に示されているようなプローブと同様のものでもよい。しかし、本発明においては、上記プローブは、以下に詳細に説明するように、システムの相違性を達成するのを促進するデュアルチャネル電子ＭＦＰｓである。図２Ａに概略的に示すように、一つの実施形態においては、上記プローブは胴部１４Ａ、１６Ａ、１８Ａ、２０Ａを有する。また、これらの胴部は、符号１４Ｂ、１６Ｂ、１８Ｂ、２０Ｂで示す上記プローブの先端部における全圧力を検知するのに適しているポートを有する。迎え角検知ポートは、上記プローブの上部および底部に配設され、上部ポートは、符号１４Ｃ、１６Ｃ、１８Ｃ、２０Ｃで概略的に示す。公知であるが、上部ポートと下部ポートの間の圧力差を検知することにより迎え角を測定するための対をなすポートは、下方の部分にある。上記プローブ上の下部ポートは、符号Ｐ_α１で示す圧力を検知し、符号１４Ｃ、１６Ｃ、１８Ｃ、２０Ｃで示される上部ポートは、符号Ｐ_α２で示す圧力を検知する。プローブ１４、１６、１８、２０はそれぞれ、別の装置ハウジング１４Ｄ、１６Ｄ、１８Ｄ、２０Ｄを備えている。

図２に概略的に示すように、代替の実施形態は、形状構成１４Ａ、１６Ａ、１８Ａ、２０Ａを、胴部形状に代えて、翼、円錐形または他の形状の検知装置とすることができる。一つまたはそれ以上のＭＦＰｓ１４、１６、１８、２０を描いている種々の図面は、胴部を用いたもの以外に、異なる種類の電子ＭＦＰｓを含むものと解釈すべきである。例えば、図２Ｂを参照すると、本発明の代替の実施形態におけるＭＦＰｓ１４、１６、１８、２０のうちの一つとして用いることができる電子ＭＦＰ１５０が示されている。ＭＦＰ１５０は、ＡＯＡの示度を生成するように回転する翼１５２を含む。翼１５２上には、ピトー圧検知ポート等の、追加的な圧力測定を提供する一つまたはそれ以上の圧力検知ポート１５４が設けられている。全ての実施形態において必要ではないが、図２Ｂに示す電子ＭＦＰ１５０は、電子ＭＦＰ１５０の余部と一体形成された全空気温度（ＴＡＴ）プローブ１５６を有する。ハウジング１４Ｄ、１６Ｄ、１８Ｄ、２０Ｄと同じものとすることができる装置ハウジング１５８は、航空機の上記外板の内側に配置可能であると共に、上記翼は、該航空機の外板に沿って流れる気流中に突出している。以下に詳細に説明するように、装置ハウジング１５８は、（図２Ｂに、チャネルＡ回路１６０−１、チャネルＢ回路１６０−２と示すように）２チャネルの回路構成を有する。

図２Ｃを参照すると、さらに別の種類の電子ＭＦＰが示されている。電子ＭＦＰ２００は、円錐体タイプの電子ＭＦＰである。例えば、ＭＦＰ２００は、米国特許第６，０１２，３３１号および米国特許第６，０７６，９６３号に開示されている円錐体タイプのＭＦＰｓと同じものとすることができるが、以下に説明するようなデュアルチャネル回路構成を有する。円錐体２０２は、航空機の外板２０５に沿って流れる空気流中に突出しており、装置ハウジング２０４は、該航空機の外板の内側に配置可能である。本発明の実施形態によれば、電子ＭＦＰ２００は、装置ハウジング２０４内に配置された第１および第２の電子チャネル（図２Ｃに示すチャネルＡ ２０６−１およびチャネルＢ２０６−２）を有する。胴部、翼および円錐体タイプの電子ＭＦＰｓを各図に示したが、本発明は、その他のタイプのデュアルチャネル電子ＭＦＰを含む。

胴部、翼または円錐体検知ポート、および上記プローブの他の関連部（電子装置を除く）は、ＭＦＰと呼ばれることがある。本願明細書中で用いているように、上記プローブ（またはＭＦＰ）および電子装置の組合せを電子ＭＦＰと呼ぶ。より具体的には、以下に詳細に記載するように、本発明は、独立し、かつ異なるエアデータシステムを実現するために、同一物を用いたデュアルチャネル電子ＭＦＰｓおよび該ＭＦＰｓを用いたマルチプローブシステムを含む。図示の特定のプローブまたはＭＦＰ構成（例えば、胴部およびポート構成、翼およびポート構成あるいは円錐体およびポート構成）が、実施例として記載されているが、本発明がこの特定のデザインに限定されないことに注意すべきである。本発明は、特定のプローブまたはＭＦＰデザインにかかわらず、デュアルチャネル電子ＭＦＰｓにより広く適用できる。

各ハウジングは、チャネルＡ回路構成（１４−１、１６−１、１８−１、２０−１）と、チャネルＢ回路構成（１４−２、１６−２、１８−２、２０−２）とを有し、各プローブのチャネルＡ回路構成は、該プローブのチャネルＢ回路構成と異なっている。本発明の文脈で用いた「異なる」という用語は、いくつかの関連するもののうちのいずれかを指すことが可能である。単一の電子ＭＦＰの観点から、そのそれぞれのチャネルは、異なるチップセット（例えば、異なるメーカーからの異なるマイクロプロセッサ）やその他の構成部品、（例えば、異なるソフトウェアまたはファームウェア開発チームによって開発された）異なるソフトウェアまたはファームウェア、上記２チャネルのそれぞれの異なる機能の実施を用いることにより異ならせることができる。しかし、２プローブシステムの観点から、第１の電子ＭＦＰからのチャネルと第２の電子ＭＦＰからのチャネルを組み合わせることによって提供されたシステムは、好ましくは、それらの二つのＭＦＰｓの各々の第２のチャネルで構成された第２のシステムと異なっている。本発明の文脈における相違性は、後に詳細に説明する。電子ＭＦＰｓ１４、１６、１８、２０を図１、２に示すが、本発明は、いくつかの実施形態においては、プローブ１４、１６のような二つのデュアルチャネル電子ＭＦＰｓ、あるいは、プローブ１６、１８のような他の組合せの二つのデュアルチャネル電子ＭＦＰｓを有するのみである。

図２Ａに示すように、一実施形態においては、電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成１４−１は、符号２４で示す第１の２プローブシステムを形成するために、電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ回路構成１６−１と電気的に接続されている。同様に、電子ＭＦＰ１４のチャネルＢ回路構成１４−２は、符号２６で示す第２の２プローブシステムを形成するために、電子ＭＦＰ１６のチャネルＢ回路構成１６−２と電気的に接続されている。同様に、電子ＭＦＰ１８のチャネルＡ回路構成１８−１およびチャネルＢ回路構成１８−２は、２プローブシステム２８、３０を形成するために、それぞれ、電子ＭＦＰ２０のチャネルＡ回路構成２０−１およびチャネルＢ回路構成２０−２と電気的に接続されている。これらの２プローブシステムのそれぞれは、データバス３２または他の電気接続部によって、（符号３８で示す）操縦制御システムおよび／またはディスプレイシステムに電気的に接続することができる。

図３は、図２に示す４つの２プローブシステム２４、２６、２８、３０を概略的に示すブロック図であり、第１および第２の全空気温度プローブ３４、３６をさらに有している。この特定の実施形態においては、全空気温度（ＴＡＴ）プローブ３６は、プローブ１４のチャネルＡ回路構成１４−１およびプローブ１８のチャネルＡ回路構成１８−１のそれぞれにＴＡＴ測定値を供給する。第２のＴＡＴプローブ３４は、電子ＭＦＰ１６のチャネルＢ回路構成１６−２および電子ＭＦＰ２０のチャネルＢ回路構成２０−２のそれぞれにＴＡＴ測定値を供給する。従って、必要に応じて、４つのシステム２４、２６、２８、３０はそれぞれ、ＴＡＴ測定値へのアクセスを有し、かつ該ＴＡＴ測定値を利用することができる。

図４は、本発明の一実施形態に係る一つのデュアルチャネル電子ＭＦＰ１４の概略図である。一実施形態において、電子ＭＦＰ１４は、左側の電子ＭＦＰである。図４に示すように、それぞれハウジング１４Ｄ内に設けられているチャネルＡ回路構成１４−１およびチャネルＢ回路構成１４−２は、電子ＭＦＰ１４の接続部を、第２の電子ＭＦＰの対応する部分、および／または操縦制御システムおよびディスプレイシステム３８へ接続するためのコネクタ３８−１、３８−２をそれぞれ有する。

この実施形態においては、電子ＭＦＰ１４は、上記プローブの着氷防止のために使用されるヒータ要素４０を有する。チャネルＡ回路構成１４−１はヒータ制御回路４２を有し、チャネルＢ回路構成１４−２は、ヒータモニタ回路６０を有する。上述した様々な圧力の測定に関連して、この実施形態においては、チャネルＡ回路構成１４−１は、第１の迎え角圧力Ｐ_α１を測定する絶対圧力センサ４４を有する。第２の絶対圧力センサ４６は全圧力を測定し、差動圧力センサ４８は、公知の形式の計算方法を用い、他の圧力を用いて補償される主ＡＯＡ測定値を生成する。処理回路５０は、ＡＯＡ、ＡＯＳおよび静圧等の局部および航空機パラメータを計算するために、圧力センサ４４、４６、４８やその他のありうるものによって生成されたデータを処理する一つまたはそれ以上のマイクロプロセッサを含むことが可能である。通信回路５２は、コネクタ３８−１を介して処理回路５０と他の電子ＭＦＰｓやシステムとの間の通信を容易にするために設けられている。いくつかの実施形態においては、通信回路５２は、ＡＲＩＮＣ−４２９回路である。電源供給回路５４は、電力をチャネルＡ１４−１の様々な構成部品に供給し、保護回路５６は、該回路に対する電磁妨害雑音（ＥＭＩ）および落雷保護を可能にする。

この実施形態においては、チャネルＢ回路構成１４−２は、上記電子ＭＦＰポートを参照して上述した種類のうちの他の圧力を測定する第１および第２の絶対圧力センサ６２、６４を有する。処理回路６６、通信回路６８、電源供給回路７０および保護回路７２は、全て、チャネルＡ回路構成１４−１を参照して上述したものと同様の機能を実現できるが、それに代えて、それらの機能をチャネルＢ回路構成１４−２によっても実現することもできる。

図４は、航空機の第１の側で使用される電子ＭＦＰｓに対する一構成を示す。例えば、図４は電子ＭＦＰ１４を示すが、これらの構成は各電子ＭＦＰｓ１４、１８に対して用いることができ、このことは、単一の左側電子ＭＦＰ構成および部品番号が航空機に用いられることを可能にし、それにより、特定の航空機に対する非常に多くの異なる電子ＭＦＰ構成の製造、保管、修理等の必要性を無くすことができる。上記航空機の反対側においては、上記チャネルＡおよびチャネルＢ回路構成は、これらのチャネルにより機能が実行されることに関して交換することができるため、左側の電子ＭＦＰのチャネルＡ回路構成と右側の電子ＭＦＰの回路Ａ構成との組合せは、必要な局部および／または航空機パラメータを計算するために、２プローブシステムに必要な全ての圧力測定値を供給する。この種のいくつかの実施形態のより詳細な説明は、図５、６を参照して以下に示す。

図４をさらに参照すると、チャネルＡとチャネルＢとの間の種々の圧力測定の分離に加えて、システム間の相違性を達成することを助けるために、上記二つのチャネルは、圧力および後のエアデータパラメータの計算のそれぞれの独立した測定値を提供すると共に、独立し、かつ異なる複雑なハードウェアおよびソフトウェアを組み込んでいる。例えば、一つの実施形態においては、チャネルＡおよびチャネルＢのうちの一方において使用される絶対圧力センサは、抵抗性圧力センサであるが、他のチャネルＡおよびチャネルＢで使用される上記絶対圧力センサは容量性圧力センサである。同様に、上記二つの独立したチャネルで使用される処理回路５０、６６は、異なるチップメーカーによって供給される異なるマイクロプロセッサまたはマイクロコントローラを含むことができる。例えば、一つの実施形態においては、処理回路５０は、モトローラ（Motorola）ＨＣ１６ マイクロコントローラを含むことができるが、一方、処理回路６６は、テキサスインスツルメント（Texas Instruments）ＴＭ３２０Ｃ３３ ＤＳＰを含むことができる。別の実施例として、一つの実施形態においては、チャネルＡ１４−１の通信回路５２に使用されるＡＲＩＮＣ−４２９トランシーバは、ＩＬＣデータ デバイス コーポレイション（Deta Device Corporation）トランシーバ ＤＤＣ ００４２９であるが、チャネルＢ１４−２の通信回路６８に使用されるＡＲＩＮＣ−４２９トランシーバは、Ｈｏｌｔ ８５８２デバイスである。

一般に、チャネルＡをチャネルＢと異ならせる場合、用いる圧力センサ技術、使用する中央処理ユニットの種類および／または製造メーカー、使用するソフトウェア／ファームウェア（必要に応じて、別々の開発チームによるソフトウェア／ファームウェアの開発を含む）、使用する通信デバイス（例えば、ＡＲＩＮＣインターフェース）、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）の種類、電源の種類、ＥＭＩおよび落雷保護の種類、およびプローブヒータの監視および供給間で可能な限り相違性を持たせることが好ましい。上記二つのチャネル間の相違性の程度が大きいほど、共通モードのエラーの発生の可能性は小さくなる。

次に図５を参照すると、電子ＭＦＰ１４のような左側の電子ＭＦＰのチャネルＡ回路構成とチャネルＢ回路構成との機能性の割り振り、および電子ＭＦＰ１６のような右側の電子ＭＦＰのチャネルＡ回路構成とチャネルＢ回路構成との機能性の割り振りを示す第１の実施形態を示している。実施例としてのみ示すこの特定の実施形態においては、電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成１４−１は、静圧Ｐ_ｓｍを測定する圧力センサと、出力静圧測定部とを有する。電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成１４−１と組み合わせてシステム２４を形成する電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ回路構成１６−１は、全圧力Ｐ_ｔｍを測定する絶対圧力センサと、ＡＯＡ圧力Ｐ_ａ１（またはＰ_α１）の半分を測定する絶対圧力センサと、二つのＡＯＡ圧力検知部（Ｐ_ａ１−Ｐ_ａ２またはＰ_α１−Ｐ_α２）間の差動圧力を測定する差動圧力センサとを有する。当該技術分野において公知であるように、上記差動圧力センサの測定値と、上記迎え角圧力測定値は、組み合わせて局部ＡＯＡを決定することができる。すなわち、電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ１６−１は、いずれかの電子ＭＦＰｓのチャネルＡ回路構成１４−１またはチャネルＡ回路構成１６−１内の処理デバイスを用いて、局部ＡＯＡ、局部全圧力Ｐ_ｔ１および局部静圧Ｐ_ｓ１を生成することができる。従って、公知の方法は、航空機のＡＯＡや航空機のＡＯＳ等の航空機パラメータを生成するのに用いることができる。

電子ＭＦＰ１４のチャネルＢ回路構成１４−２および電子ＭＦＰ１６のチャネルＢ回路構成１６−２の機能性は、逆になっている。換言すれば、チャネルＢ回路構成１４−２は、チャネルＡ回路構成１６−１と同じ機能を実行し、チャネルＢ回路構成１６−２は、チャネルＡ回路構成１４−１と同じ機能を実行する。これにより、独立したシステム２６を用いて、航空機パラメータの第２の組を生成できる。異なる構成部品、ソフトウェアおよび／またはファームウェアが、チャネルＡ、Ｂ間で使用されているので、独立したシステム２４、２６もまた異なるシステムである。

図５に示すようなシステムは、二つの独立し、かつ異なるエアデータシステムを実現するために、二つの電子ＭＦＰｓを用いるが、それは二つの異なる回路構成形態が要するものであり、一つは左側の電子ＭＦＰｓであり、もう一つは右側の電子ＭＦＰｓである。これらの実施形態においては、このことは、上記二つのプローブ間の特定のチャネル（ＡまたはＢ）のための機能性の分離を実現するのに必要である。しかし、別の実施形態においては、このことは、必要に応じて、ある程度避けることができる。例えば、図６において、電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成１４−１の回路機能性は、実質的に、電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ回路構成１６−１と同じである。チャネルＢ回路構成１４−２とチャネルＢ回路構成１６−２の場合の機能性も同様である。しかし、この実施形態においては、電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成を電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ回路構成に結合する代りに、チャネルＡ回路構成１４−１がチャネルＢ回路構成１６−２に結合されていると共に、チャネルＡ回路構成１６−１がチャネルＢ回路構成１４−２に結合されて、システム１００、１０２を構成している。しかし、これら二つの独立したシステム１００、１０２間の相違性を維持するために、左側の電子ＭＦＰ１４のチャネルＡ回路構成１４−１は、好ましくは、右側の電子ＭＦＰ１６のチャネルＡ回路構成１６−１と異なっている。同様に、チャネルＢ回路構成１４−２とチャネルＢ回路構成１６−２との相違性も、好ましくは、存在する。従って、各種類の電子ＭＦＰのチャネルＡ回路構成は、他の電子ＭＦＰｓのチャネルＡ回路構成と同じ機能性または同様の機能性を維持することができ、電子ＭＦＰのチャネルＢ回路構成の場合も同様であり、異なる左側および右側の電子ＭＦＰ構成および部品番号も、システム１００、１０２の相違性を実現するために、ある程度必要とされる。

以上では、本発明を、４つの独立したエアデータシステム（二つの異なるシステムを２組）を実現できるように組み合わされた４つのデュアルチャネル電子ＭＦＰｓを参照して説明してきたが、本発明は、４プローブ構成に限定されない。例えば、図７は、二つの電子ＭＦＰｓ１４、１６のみを有するシステムを示す。電子ＭＦＰｓ１４、１６は、上述したように接続されることができる。すなわち、電子ＭＦＰ１４の各チャネルは、独立しかつ異なるシステム２４、２６を形成するために、電子ＭＦＰ１６のチャネルのうちの対応するものに結合されることができる。図７は、それぞれ電子ＭＦＰ１６のチャネルＡおよびチャネルＢに結合されている電子ＭＦＰ１４のチャネルＡおよびＢを示すが、この実施形態は、それに限定されない。換言すれば、上記の実施形態とは逆に、電子ＭＦＰ１４のチャネルＡは、電子ＭＦＰ１６のチャネルＢに結合することができ、電子ＭＦＰ１４のチャネルＢは、電子ＭＦＰ１６のチャネルＡに結合することができる。

図８は、他の２プローブ構成を示す図である。この実施形態においては、左側の電子ＭＦＰ１４のチャネルＡおよびＢの各々は、別の左側の電子ＭＦＰ１８のチャネルＡおよびＢのうちの対応する一方に結合されている。この場合、電子ＭＦＰ１４および電子ＭＦＰ１８は、同一の構成（および部品番号）とすることができず、またそれにもかかわらず、結果として得られるシステム１０４、１０６の間の独立性および相違性を実現することができる。一般に、本発明は、デュアルチャネル電子ＭＦＰｓ間の特定の構成に限定されない。それよりも、本発明は、上記二つの電子ＭＦＰｓの間に二つの独立し、かつ異なるシステムを実現できる方法で、第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰのチャネルが、第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰのチャネルに結合されている構成に注意が向けられている。

このため、本願明細書に記載しかつ請求したように、独立し、かつ異なる航空機エアデータパラメータ評価を提供するシステムは、航空機の外板に近接して配置可能な、少なくとも第１および第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰｓを有する。各デュアルチャネル電子ＭＦＰは、（例えば、胴部、翼または円錐体に配設された）複数の圧力検知ポートと、電子装置ハウジングとを有する。第１および第２の電子チャネルは、上記第１および第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの各々の電子装置ハウジング内にある。上記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルは、上記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに電気的に結合されて、航空機エアデータパラメータ評価を提供する第１のエアデータシステムを形成する。上記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルは、上記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに電気的に結合されて、航空機エアデータパラメータ評価を提供する第２のエアデータシステムを形成する。上記第１および第２のエアデータシステムは、互いに独立し、かつ異なっている。

第１のエアデータシステムを形成するために、上記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに電気的に結合されている第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルは、上記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰのチャネルＡ（例えば、図５参照）またはＢ（例えば、図６参照）のいずれかに電気的に結合されている上記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰのチャネルＡを有することを理解すべきである。結合されている上記第２の電子チャネルの場合も同様である。換言すれば、デュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルは、そのデュアルチャネル電子ＭＦＰのチャネルＡまたはＢのいずれかに対応するものとして定義できる。同じ定義を、上記第２のデュアルチェネル電子ＭＦＰに当てはめることができ、あるいは該定義を逆にすることも可能である。すなわち、本発明を記載しかつ請求するのに使用されるこの言葉は、図５、６に示すような実施形態およびその他の実施形態を包含する。

本発明を、好適な実施形態を参照して説明してきたが、本発明の主旨および範囲を逸脱することなく、形態および細部において変更が可能であることを、当業者は認識するであろう。

横滑り状態を示す航空機の平面図である。 一つの形態において、本発明に従って機能するように形成および構成された、デュアルチャネル電子マルチファンクションプローブ（ＭＦＰｓ）と呼ばれるデュアルチャネル・エアデータ検知プローブの配置を示す航空機の機首部の断面の概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に係る翼タイプの電子デュアルチャネルＭＦＰの概略図である。 本発明のいくつかの実施形態に係る円錐体タイプの電子デュアルチャネルＭＦＰの概略図である。 本発明の一実施形態に係る４つの電子ＭＦＰｓを用いて構成された、二つの異なるエアデータシステムからなる組を２組含む、４つの独立したエアデータシステムの概略図である。 本発明の一つの実施形態における、一つまたはそれ以上のデュアルチャネル電子ＭＦＰｓの回路構成を示すブロック図である。 左側および右側のデュアルチャネル電子ＭＦＰｓに対して、異なる回路構成を有する種々の実施形態を示す図である。 左側および右側のデュアルチャネル電子ＭＦＰｓに対して、異なる回路構成を有する種々の実施形態を示す図である。 本発明の一つの代替実施形態に係る二つの独立し、かつ異なるエアデータシステムを形成するための、航空機の両側の二つのデュアルチャネル電子ＭＦＰｓの配置を示す航空機の機首部の断面の概略図である。 本発明の一つの代替実施形態に係る二つの独立し、かつ異なるエアデータシステムを形成するための、航空機の同じ側の二つのデュアルチャネル電子ＭＦＰｓの配置を示す航空機の機首部の断面の概略図である。

符号の説明

１０……航空機
１４，１６，１８，２０……電子ＭＦＰ（プローブ）
１４−１，１６−１，１８−１，２０−１……チャネルＡ回路構成
１４−２，１６−２，１８−２，２０−２……チャネルＢ回路構成
１５４……圧力検知ポート
２０５……外板

Claims (13)

1. 独立し、かつ異なる、航空機のエアデータパラメータの評価を提供するシステムであって、
   複数の圧力検知ポートと、電子装置のハウジングとを有し、前記電子装置のハウジング内に配置された第１および第２の電子チャネルをさらに含む、航空機の外板に近接して配置可能な第１のデュアルチャネル電子マルチファンクションプローブ（ＭＦＰ）と、
   複数の圧力検知ポートと、電子装置のハウジングとを有し、前記電子装置のハウジング内に配置された第１および第２の電子チャネルをさらに含む、航空機の外板に近接して配置可能な第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰとを備え、
   前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルが、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第１のエアデータシステムを形成するために、前記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルと電気的に結合され、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルが、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第２のエアデータシステムを形成するために、前記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルと電気的に結合され、前記第１および第２のエアデータシステムが、互いに独立し、かつ異なっており、
   前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルが、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている回路構成と異なる回路構成を含み、
   前記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルが、前記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている回路構成と異なる回路構成を含んでいることを特徴とするシステム。
2. 前記第１および第２の電子ＭＦＰのそれぞれに対して、対応する複数の圧力検知ポートが、特定の電子ＭＦＰの胴部に配置され、前記電子装置のハウジングが、前記航空機の外板の内側に配置可能になっていると共に、前記胴部が、前記航空機の外板に沿って流れる気流中に突出していることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. 前記第１および第２の電子ＭＦＰのそれぞれに対して、対応する複数の圧力検知ポートが、特定の電子ＭＦＰの翼部に配置され、前記電子装置のハウジングが、前記航空機の外板の内側に配置可能になっていると共に、前記翼部が、前記航空機の外板に沿って流れる気流中に突出していることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
4. 前記第１および第２の電子ＭＦＰのそれぞれに対して、対応する複数の圧力検知ポートが、特定の電子ＭＦＰの円錐形部に配置され、前記電子装置のハウジングが、前記航空機の外板の内側に配置可能になっていると共に、前記円錐形部が、前記航空機の外板に沿って流れる気流中に突出していることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
5. 前記第１および第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの各々の第１の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、第１の技術形式からなる圧力センサを含み、前記第１および第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの各々の第２の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、前記第１の技術形式と異なる第２の技術形式からなる圧力センサを含むことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
6. 前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、第１の形式のマイクロプロセッサを含み、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、前記第１の形式のマイクロプロセッサと異なる第２のマイクロプロセッサを含むことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
7. 前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、第１のソフトウェアによってプログラムされた回路構成を含み、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、前記第１のソフトウェアと異なる第２のソフトウェアでプログラムされた回路構成を含むことを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
8. 前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、第１の形式の通信回路構成を含み、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、前記第１の形式と異なる第２の形式の通信回路構成を含むことを特徴とする、請求項１記載のシステム。
9. 前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、第１の形式の電源回路を含み、前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルに含まれている前記回路構成が、前記第１の形式と異なる第２の形式の電源回路を含むことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
10. 前記第１のデュアルチャネル電子ＭＦＰが、前記航空機の外板の左側に近接して配置可能な左側電子ＭＦＰであり、前記第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰが、前記航空機の外板の右側に近接して配置可能な右側電子ＭＦＰであることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
11. 前記第１および第２のデュアルチャネル電子ＭＦＰの各々が、前記航空機の外板の同じ側に近接して配置可能に構成されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
12. 複数の圧力検知ポートと、電子装置のハウジングとを有し、前記電子装置のハウジング内に配置された第１および第２の電子チャネルをさらに含む、前記航空機の外板に近接して配置可能な第３のデュアルチャネル電子ＭＦＰと、
    前記航空機の外板に近接して配置可能で、かつ複数の圧力検知ポートと、電子装置のハウジングとを有し、前記電子装置のハウジング内に配置された第１および第２の電子チャネルをさらに含む、前記航空機の外板に近接して配置可能な第４のデュアルチャネル電子ＭＦＰとをさらに備え、
    前記第３のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルが、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第３のエアデータシステムを形成するために、前記第４のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第１の電子チャネルと電気的に結合され、前記第３のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルが、航空機のエアデータパラメータの評価を提供する第４のエアデータシステムを形成するために、前記第４のデュアルチャネル電子ＭＦＰの第２の電子チャネルと電気的に結合され、前記第３および第４のエアデータシステムが、互いに独立し、かつ異なっていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
13. 前記第１、第２、第３および第４のエアデータシステムが互いに独立しており、前記第１および第３のエアデータシステムが、前記第２および第４のエアデータシステムと異なっていることを特徴とする、請求項１２に記載のシステム。

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