JP6389139B2 - Memsベースのコンフォーマル対気速度センサ - Google Patents
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Description
(1)各空気流路の下に設置された1つまたは複数のMEMS圧力センサは、流動状態の空気とコンフォーマル(共形)表面の真下の静圧との空気圧差を直接測定する。
(2)全ての外面を加熱することができ、氷の堆積の可能性を低減する。
(3)コンフォーマル表面は、外部ピトー管に比べて抗力を低減することができる。
(4)空気流路は、(ピトー管のように)包囲されておらず、それにより、閉塞の可能性を低減する。
(5)空気流路は、航空機の移動中に常に空気流を有し、閉塞の可能性を更に低減する。
(6)流路付き表面上のいかなる外部物質または損傷も離陸前に視認可能である。
これらは、着氷や閉塞のリスクがある、対気速度を測定するいかなる航空宇宙用途にも利益をもたらす。
好ましい実施形態によるシステムは、動的空気圧を検知するためにMEMS容量型差圧センサのアレイを使用し、これを、測定された動的空気圧に基づいて対気速度を計算するために使用することができる。この処理は、周知のベルヌーイの定理(時にはベンチュリ効果と呼ばれる)を使用して行うことができ、ベルヌーイの定理は、動圧に対して適切な表示対気速度を表示するように任意の対気速度計を較正するために使用することができる。
本発明に開示する実施形態によるコンフォーマル対気速度センサは、空気流路とMEMS容量型差圧センサ入力用および静的空気取入口用の孔とを備えた部分的に可撓性のコンフォーマル表面構造を更に備える。コンフォーマル表面40は、金属またはプラスチックなどの、可撓性材料で作られる。図5に表すように、対気速度の正確な測定を確実にするために気流が空気流路方向に平行に流れるように空気流路が位置決めされた状態で、(多数の空気流路を備えた)コンフォーマル対気速度センサ38の可撓性コンフォーマル表面40を、飛行機胴体(すなわち、機体)の湾曲表面48に位置決めすることができる。コンフォーマル表面40の可撓性は、コンフォーマル対気速度センサ38が航空機胴体の外面48の輪郭に一致することを可能にする。飛行機が空中を移動する結果として空気が流れるときに、一部の空気が各空気流路を通って流れる。この空気は、空気流路の設計の影響を受け、この空気流路は、対気速度(したがって、空気圧)を、その空気流路内のMEMS容量型圧力センサの測定範囲内の圧力に変換するように設計可能である。
図6に表すように、MEMS差圧センサ20a〜20cの各々からのアナログ信号は、それぞれのMEMS差圧信号調整回路60により調整される。次いで、調整されたアナログ信号は、アナログ‐デジタル変換器62によりデジタル信号に変換される。システムは、デジタル信号を処理する対気速度センサのデジタルプロセッサ64を更に備える。このデジタル処理は、複数のMEMS差圧センサ20a〜20cの静電容量の変化を決定し、最終的な対気速度推定値を計算することを含む。オフセットおよび利得などの較正係数は、不揮発性メモリ66に格納され、この較正係数は、外部要因に対して完全に補正された測定された圧力を極めて正確に報告するために、対気速度センサのデジタルプロセッサ64で使用される。図6に表す電子回路は、電源68により電力供給され、この電源68は航空機から電力を受け取る。
2.空気流路にわたる圧力場の推定値を生成する空気流路の(典型的にはナビエ・ストークス方程式か格子ボルツマン法のいずれかを使用して)CFDシミュレーションを開発する。
3.複数の代表的な速度の空気流を発生させ、MEMS圧力センサの箇所における模擬圧力場を推定する。
4.位置kおよび空気密度ρで異なる圧力測定値Pkを取る数学的変換Tk(Pk,ρ)(静圧ポートにおける圧力測定値Psおよび温度測定値Tsを使用することを含む、種々の方法で推定できる)を設計し、CFDシミュレーションモデルから対気速度推定値を生成する。
5.風洞内において、航空機または航空機構造に装着された実際の空気流路で測定された対気速度にて較正ステップを実行する。
6.測定された性能を考慮して、数学的変換Tk(Pk,ρ)を修正する。
本明細書に開示する外部に装着されたコンフォーマル対気速度センサ上での氷の堆積を防止するために、コンフォーマル表面を加熱することができる。航空機表面上に様々な外側湾曲部を有する航空機への装着に適合するようにコンフォーマル表面構造が可撓性であるので、表面の加熱がその可撓性に干渉すべきではない。以下の2つの選択肢を用いることができる。
ピトー管の計算に使用される形式のベルヌーイの定理によれば、
(ρ/2)V2=Ptotal−Pstatic
であり、ここで、ρは、所定の高度での空気密度であり、Vは、流線形の所定の地点における空気流速であり、Pstaticは、特定の大気の気象条件下での航空機の静的空気圧であり、Ptotalは、航空機の移動により生じる空気流の結果としてかかる全空気圧である。二乗の速度係数の結果として、旅客機の巡航段階の大部分の間で全く典型的であるように、航空機が時速600マイルまたは秒速269メートル(m/秒)で移動しているときには、全空気圧は、静的大気圧よりも大幅に高くなる可能性がある。
本明細書に開示する装置の動作原理は、液体および気体の流れを測定するためのベンチュリ効果を修正したものである。ベンチュリ効果は、流体の流れを制限する「漏斗」の使用に基づいている。漏斗状の空気流路の断面積が減少すると、流体の速度が増加し、これに応じて圧力が低下する。これは、流体力学を支配する法則に従って、連続性の原理を満たすために流体が狭窄部を通過する際に、流体の速度が増加しなければならないからである。反対に、力学的エネルギー保存則を満たすために、流体の圧力は低下しなければならない。したがって、狭窄部を通して増加した速度による流体運動エネルギーの利得は、流体圧力の降下により打ち消される。この原理は、体積流量を測定するベンチュリ計を作製するために使用される。この効果は、図3Aおよび図5Aに示すように、単に流れを部分的に制限することより修正され、その結果、この効果は低減されるが、依然として存在する。
P1−P2=(ρ/2)(V2 2−V1 2)
である。
Ps/(RairTs)=ρ
(ここで、Rairは、空気の比気体定数である)を使用して直接測定することができる。また、P2およびPsは、ベルヌーイの原理により
P2−Ps=(ρ/2)V2 2
と関連付けられる。
V2=√((P2−Ps)/(ρ/2))
であると分かる。速度増幅率K=V2/V1を対気速度センサ表面流路に設計することにより、V1の最終推定値が得られる。
12 管
14 圧力変換器
16 空気取入口
18 空気取入口
20 MEMS容量型差圧センサ
20a MEMS差圧センサ
20b MEMS差圧センサ
20c MEMS差圧センサ
22 基板
24 周壁
26 空隙部
28 底部電極
30 ダイヤフラム膜
32 頂部電極
34 空気流路
34a 空気流路
34b 空気流路
34c 空気流路
35 静圧流路
35a 静圧流路
35b 静圧流路
36 静圧室
36a 静圧室
36b 静圧室
36c 静圧室
38 コンフォーマル対気速度センサ
40 コンフォーマル表面
40a コンフォーマル表面の部分(外側部分)
40b コンフォーマル表面の部分(空気流路の壁部分)
40c コンフォーマル表面の部分(空気流路の壁部分)
40d コンフォーマル表面の部分(外側部分)
42 裏側表面
44 内部リブ
46 熱伝導性ゲル
48 湾曲表面、外面
50 ステップ
52 スイッチ
54 ソフトウェアモジュール
56 スイッチ制御回路
58 抵抗加熱ワイヤ
60 MEMS差圧信号調整回路
62 アナログ‐デジタル変換
64 デジタルプロセッサ
66 不揮発性メモリ
68 電源
70 駆動回路
Claims (23)
- 航空機の機体の外面の輪郭に一致するように前記機体の湾曲表面に位置決めされるように構成された可撓性構造であって、第1のポートを備える底部を有する第1の開放空気流路を備える外面を有する可撓性構造と、
前記第1のポートの真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第1のポートと流体連通する第1の圧力センサと
を備える装置。 - 前記可撓性構造が、静圧入力と、前記静圧入力と流体連通する静圧室とを備え、前記第1の圧力センサが前記静圧室と流体連通する、請求項1に記載の装置。
- 前記第1の圧力センサが、微小電気機械システムを備える容量型差圧センサである、請求項1に記載の装置。
- 前記第1の圧力センサが、第1の電極が形成された変形可能なダイヤフラム膜と、第2の電極が形成された基板と備え、前記第1の電極および前記第2の電極が、前記変形可能なダイヤフラム膜の撓みの関数である距離で隔てられる、請求項1に記載の装置。
- 前記第1の開放空気流路が狭窄部分を備え、前記第1のポートが前記第1の開放空気流路の前記狭窄部分の底部に配置される、請求項1に記載の装置。
- 前記可撓性構造の前記外面が、第2のポートを備える底部を有する第2の開放空気流路を有し、前記装置が、前記第2のポートの真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第2のポートと流体連通する第2の圧力センサを更に備える、請求項1に記載の装置。
- 前記第1の圧力センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第1の信号調整回路と、
前記第1の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第1のデジタル信号に変換するように接続された第1のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第2の圧力センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第2の信号調整回路と、
前記第2の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第2のデジタル信号に変換するように接続された第2のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第1のデジタル信号および前記第2のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサと
を更に備える請求項6に記載の装置。 - 前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合された加熱素子を更に備える請求項1に記載の装置。
- 前記加熱素子を前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合する熱伝導性ゲルを更に備える請求項8に記載の装置。
- 前記可撓性構造の前記外面が金属またはプラスチック製である、請求項1に記載の装置。
- 外面を有する飛行機と前記飛行機の前記外面に取り付けられたコンフォーマル対気速度センサとを備えるシステムであって、前記コンフォーマル対気速度センサが、
航空機の機体の外面の輪郭に一致するように前記機体の湾曲表面に位置決めされるように構成された可撓性構造であって、第1の開放空気流路および第2の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造と、
前記第1の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第1の開放空気流路と流体連通する第1の容量型差圧センサと、
前記第2の開放空気流路の真下位置において前記可撓性構造内に設置されかつ前記第2の開放空気流路と流体連通する第2の容量型差圧センサと、
前記第1の容量型差圧センサおよび前記第2の容量型差圧センサにより出力された信号に少なくとも部分的に基づいて前記飛行機の対気速度を推定するようにプログラムまたは構成される電子回路と
を備える、システム。 - 前記可撓性構造が、静圧入力と、前記静圧入力と流体連通する第1の静圧室および第2の静圧室とを備え、前記第1の容量型差圧センサが前記第1の開放空気流路と前記第1の静圧室との間に配置され、前記第2の容量型差圧センサが前記第2の開放空気流路と前記第2の静圧室との間に配置される、請求項11に記載のシステム。
- 前記第1の容量型差圧センサおよび前記第2の容量型差圧センサの各々が、第1の電極が形成された変形可能なダイヤフラム膜と、第2の電極が形成された基板とを備え、前記第1の電極および前記第2の電極が、前記変形可能なダイヤフラム膜の撓みの関数である距離で隔てられる、請求項11に記載のシステム。
- 前記第1の開放空気流路および前記第2の開放空気流路の各々が、それぞれの狭窄部分を備え、前記第1の容量型差圧センサが、前記第1の開放空気流路の狭窄部分の真下に配置され、前記第2の容量型差圧センサが、前記第2の開放空気流路の狭窄部分の真下に配置される、請求項11に記載のシステム。
- 前記電子回路が、
前記第1の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第1の信号調整回路と、
前記第1の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第1のデジタル信号に変換するように接続された第1のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第2の容量型差圧センサにより出力されるアナログ信号を調整するように接続された第2の信号調整回路と、
前記第2の信号調整回路により出力される調整されたアナログ信号を第2のデジタル信号に変換するように接続された第2のアナログ‐デジタル変換器と、
前記第1のデジタル信号および前記第2のデジタル信号を考慮して対気速度推定値を算出するようにプログラムされたプロセッサと
を備える、請求項11に記載のシステム。 - 前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合された加熱素子を更に備える請求項11に記載のシステム。
- 前記加熱素子を前記可撓性構造の前記外面に熱的に結合する熱伝導性ゲルを更に備える請求項16に記載のシステム。
- 前記可撓性構造の前記外面が金属またはプラスチック製である、請求項11に記載のシステム。
- 流体媒体中を移動するように動作可能である乗物の速度を推定する方法であって、
航空機の機体の外面の輪郭に一致するように前記機体の湾曲表面に位置決めされるように構成された可撓性構造であって、1つまたは複数の開放空気流路が形成された外面を有する可撓性構造を前記乗物の外面に取り付けるステップと、
前記1つまたは複数の開放空気流路の狭窄部分の真下に設置された1つまたは複数の差圧センサからの信号を送信するステップと、
前記乗物の移動中に周囲の流体媒体に対する前記乗物の前記速度を算出するステップであって、前記速度の算出が前記流体媒体の密度および前記1つまたは複数の差圧センサにより送信された信号に基づく、ステップと
を備える、方法。 - 各差圧センサにより送信された各信号が、各開放空気流路の真下の静圧と該開放空気流路における全圧との差を表す、請求項19に記載の方法。
- 前記差圧センサにより送信されたアナログ信号を調整し、該アナログ信号をデジタル信号に変換するステップを更に備える請求項19に記載の方法。
- 前記算出するステップが、
前記流体媒体の密度に部分的に基づいてデジタル値を各速度推定値に変換するステップと、
前記速度推定値に基づいて平均速度推定値を算出するステップと、
所定の閾値よりも大きく前記平均速度推定値と異なる後続の速度推定値を除去するステップとを備える、請求項21に記載の方法。 - 前記流体媒体が空気であり、前記乗物が航空機である、請求項19に記載の方法。
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