JPH07507144A - 空気力学的圧力センサシステム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 “・圧力センサシステム 本発明は、周囲のガス状媒質に対して可動な一構成要素に加わる空気力学的圧力 を検出する空気力学的圧力センサシステムに関し、さらに詳細には、しかし排他 的にではなく、航空機の翼構造物およびフィン構造物のような制御表面要素であ って、その構成要素の媒質に関する空気力学的状態の−またはそれ以上の所定の 変化に応じてその上の空気力学的圧力がその表面にわたって変化する制御表面要 素、に用いるセンサシステムに関する。

そのような空気力学的状態の一つは航空機の対気速度であり、それは全ての航空 機のために必要とされる。現状ではこの目的にピトー管が使用される。

他の空気力学的状態は入射角度ａ、およびその時間変化率ｄであり、より高性能 な航空機のためにはこれらも必要であり、別個のシステム、例えばベーンにより 得られる。

ピトー管およびベーンは双方とも抵抗を生じ、壊れ易く、冗長度のために重複し て必要であり、保守と、データマネジメントのために機上コンピュータに統合す ることが比較的困難である。

ピトー管は、入射空気流に向かって突き出される中空の管であり、その空気流の 全圧を測定する。それは表面から突き出ているので付加的抵抗を生じさせ、かつ 、地上で特に壊れ易い。総合的エアデータシステムに統合することは比較的面倒 であり、かつ、厳格な保守を必要とし、冗長度のためには分離して装備する必要 がある。

突き出た棒に取りつけたベーンかうなる別の検出システムは、航空機の入射角度 σ、その時間変化率ｄを測定する。しかし、これもまた事故で壊れ易く、付加的 抵抗を生じるさせる。

最近の殆ど全ての新しい航空機におけるフライバイワイヤシステム（ＦＢＷ）技 術の使用は、横滑り角（ｓｉｄｅｓｌ　ｉｐａｎｇｌａ）のような他の情報と共 に、α、ｄについての情報を必要とする。また、航空機の姿勢（ａｔｔｉｔｕｄ ｅ）に関する情報への要求も増加している。さらにまた、現状では、空気弾性効 果（ａａｒｏａｌａｓｔｉｃ　ｅｆｆｅｃｔ）に因る飛行中の翼変形を決定する 手段がなく、また、航空機のトリム性能（ｔｒｉｍｍａｂｉｌｉｔｙ）に関する 機上の情報もない。

さらにまた、４以上のマツへ数（超音速飛行）では、ピトー管もベーンも実用的 でなくなる。

音速以下の低速飛行において想定できる非圧縮流れに対しては、対気速度の測定 に、全圧Ｐ□と局所静圧Ｐ、を自由流速Ｖ、に対して次式で関係づける古典的ベ ルヌーイの方程式を用いる。

ここにρ−は自由流空気密度であり、または、ここにＶ、は等側対気速度、ｐｏ は海面上の空気密度である。

音速以下の高速および超音速の場合に想定する必要がある圧縮性流れについての 、オイラー型の圧力・速度の関係式は、で与えられ、ここにａ、は自由流音速、 Ｙは空気の断熱指数である。

かくして等側対気速度Ｖ、は全圧Ｐ□および静圧Ｐ、の関数として得られる。現 在のシステムではＰＴは航空ｌｌ搭載のピトー管によって測定され、Ｐｓは機上 の静圧源による。Ｐ□およびＰ、は、航空機のまわりの流れの変動による誤差を 伴う。この誤差、いわゆるポジション・エラーは、試験飛行校正によって得られ る。

補正された正しい等側対気速度を得るためには、計器および遅れ誤差を含むその 他の誤差を補正しなければならず、また圧縮性の補正も必要である。

現在では、そのような補正はパイロットの手作業で行なわれている。

本発明の目的は、その航空機の空気力学的状態を決定するための、航空機用の改 良された空気力学的圧力センサシステムを提供することである。

本発明の第１の側面によれば、周囲のガス状媒質に対して可動な一構成要素（ｃ ｏｍｐｏｎｅｎｔ）が提供され、該構成要素はその上に、媒質に関連するーまた は複数の空気力学的状態の所定の変化に応じて所定の面領域にわたって所定の態 様で変化する空気力学的圧力を作り出し、その構成要素は空気力学的圧力センサ システムと信号発生手段とを備え、空気力学的圧力センサシステムは１面領域中 の所定の場所を占める感圧素子からなるセンサの配列を有し、各感圧素子は、そ の場所における空気力学的圧力を表す出力信号を生成し、信号発生手段は、前記 出力信号に応答して、前記出力信号が表す空気力学的圧力を参照しつつ、その構 成要素の媒質に関連する−またはそれ以上の空気力学的状態の変化を表す条件信 号を生成する。

以下に説明する本発明の一実施例において、その構成要素は、所定の参照平面か ら外方および後方へ延びる前方プロフィル表面（ｆｒｏｎｔａｌ　ｐｒｏｆｉｌ ｅｓｕｒｆａｃｅ）により形成される前線プロフィルと、センサ配列により占め られた前方プロフィル表面上の所定の凹領域とを有する。前方プロフィル表面の 参照平面を挟むどちら側にも感圧素子を備えるように、センサ配列が前方プロフ ィル表面にわたって延在することが望ましい。

構成要素上に淀み圧力が発生し、これらの圧力の位置が、媒質に関連する−また はそれ以上のその航空機または構成要素の空気力学的状態の変化に応じてその構 成要素の全面にわたって変化する点は、航空機の翼構造物およびフィン構造物の ような制御表面要素の一つの特性である。

上記の特性に鑑み、以下に説明する一実施例では、その構成要素は、その表面に 空気力学的淀み圧力を生じ、その位置が、媒質に関連するーまたはそれ以上のそ の構成要素の空気力学的状態の変化に応じて、その構成要素の全面にわたって変 化するような前方プロフィル表面を有し、センサ配列は、感圧素子が淀み圧力の 位置の変化から生じる圧力変化に応答するように、前方プロフィル表面にわたっ て延在する。

以下に説明する一実施例では１面領域中の配列の感圧素子が一列をなすように配 置される０面領域中の配列の感圧素子は、さらに−列またはそれ以上の列をなす ように配置されることが望ましい。

以下に説明する一実施例では、第１の感圧素子列の各素子は、他の感圧素子列の 各素子と共に、感圧素子の列を横切って面領域を覆う感圧素子の行を形成する。

望ましくは、センサの配列は、多数の列との多数の行を構成するように配置され た感圧素子からなる０便宜上、各列は配列中で隣合い、各素子は各列中で隣合う ことができる。

以下に説明する一実施例では、センサの配列は、各感圧素子列中の感圧素子が参 照平面を挟む前方プロフィル表面の各側にわたって延在するように。

前方プロフィル表面上に配置される。

最も単純な形態の一実施例では、信号発生手段は、出力信号に応答して、出力信 号が表す前方プロフィル表面上の空気力学的圧力を参照しつつ、構成要素の媒質 に対する速度を表す条件信号を生成する。

以下に説明する一実施例では、構成要素は前縁プロフィルと後縁プロフィルを含 む要素プロフィルを有し、所定の参照平面が前線プロフィルと後縁プロフィルの 曲率中心を通り、要素プロフィルは、構成要素の対媒質進行方向に対する参照平 面の所定の入射角度に応じて揚力を生じるようなプロフィルである。

以下に説明する一実施例では、構成要素は翼構造物のような主支持表面要素であ り、信号発生手段は感圧素子からの出力信号に応答して、構成要素の対媒質進行 方向と参照平面の間で計られる入射角度を表す入射信号を生成する。

加えて、信号発生手段を、出力信号に応答して、構成要素の対媒質入射角度の時 間変化率を表す入射率信号を生成するように構成してもよい。

構成要素は、代替的に、航空機の方向安定性を与える垂直尾翼のような、垂直に 構成された航空機の制御表面要素であってもよく、その構成要素は前縁プロフィ ルと後縁プロフィルを含む要素プロフィルを有し、その要素プロフィルは、所定 の参照平面が前縁プロフィルと後縁プロフィルの曲率中心を通り、構成要素の対 媒質進行方向に対する参照平面の所定の入射角度に応じて安定化側方推力（ｓｔ ａｂｉｌｉｓｉｎｇ　５ｉｄｅ　ｔｈｒｕｓｔ）を生じるようなプロフィルであ る。

この場合、信号発生手段は、出力信号に応答して、構成要素の対媒質進行方向と ′Ｊ３照平面の間で計られる横滑り角度を表す横滑り信号を生成するように構成 してもよい。

以下に説明する実施例では、構成要素は、構成要素の対媒質進行方向に対して横 方向に延びる長い要素であって、それは所定の負荷条件の下で、かつ媒質に対す る相対的進行の間、横方向に沿って変化する入射角度を生じるように形成されて いる。この場合、センサ配列は、構成要素の前方プロフィル表面の所定の第１箇 所上に延びるセンサの第１副配列と、前方プロフィル表面の第１１所から横方向 に離れた箇所上に延びるセンサの第２副配列からなることができ、この場合信号 発生手段は、２個のセンサの副配列からの出力信号に応答して、各箇所における 構成要素の入射角度を表す入射信号を生成し、これにより、その２箇所間におけ る構成要素の捩れを表す捩れ信号を生成してもよい。

構成要素が航空機の本体から片持梁として突き出る航空機の主支持表面要素また は制御表面要素である場合は、センサの第１副配列は構成要素の付は種領域に置 かれ、センサの第２副配列は構成要素の先端領域に置かれてもよい。

本発明の第２の側面によれば、上記第１の側面に基づく一つまたはそれ以上の構 成要素を含む航空機が提供される。

以下に説明する本発明の第２の側面に基づ〈実施例において、上記第１の側面に 基づく２つの構成要素は左および右の翼構造物であり、もう１つの構成要素は垂 直に構成された尾翼構造物である。

感圧素子は、空気力学的圧力を正確に検出するために、便宜的に磁気テープの形 態をとることができ、また感圧圧電セルを並べてセンサ配列を形成してもよい。

以下に説明する実施例において、感圧素子は構成要素に面一（ｆｌｕｓｈ）に取 付けられ、その結果、ピトー管やαベーンならば生じるであろう抵抗を排除する 。

本発明の実施例は、以下の添付図面を参照しつつ記述されるであろう、すなわち − 図１は１本発明に基づく空気力学的圧力センサ配列を実施する制御表面翼および フィン構造物を有する航空機の模式的透視図である。

図２は１図１の工ｌ−１１線上で見た、図１に示す航空機の左の翼構造物のプロ フィル断面図である。

図３は、図１に示す航空機の左の翼構造物のプロフィル断面の部分拡大透視図で あり、図２に示すセンサ配列を示す。

図４は、図１に示す航空機の左翼構造物のプロフィル断面の前方縁部上の局所的 圧力係数の変化を説明する模式的グラフである。

図５は、図１のｖ−■線上で見た、図１に示す航空機の垂直尾翼構造物のプロフ ィル断面図である。

図６は、図１に示す航空機の垂直尾翼構造物のプロフィル断面の部分拡大透視図 であり、同構造物中で実施されるセンサ配列を示めす。

図７は、図１に示す航空機に装備されたセンサ配列の感圧素子からの出力を取り 扱うエアデータ処理システムのフローチャートであり、該航空機またはその制御 表面構成要素の主たる空気力学的状態を表す出力表示または出力信号を生成する ための魁のである。

図１を参照して、航空機１１は、胴体１２と、エンジン１５．１６を伴った左右 の主翼１３．１４と、垂直に構成された制御表面フィン構造物１８および左右の 制御表面昇降舵構造物１９．２０を含む尾部１７とを備える。

図２に、左の翼構造物１３を断面を以て示す。それはエアロフォイルブロフ４　 ル（ａｅｒｏｆｏｉｌ　ｐｒｏｆｉｌｅ）　２１を有し、カッ前縁プロフィル２ ２オヨヒ後縁プロフイル２３を含む。翼弦線（ｃｈｏｒｄ　１ｉｎｅ　）　２４ を１点鎖線で示す。

それは通常の定義通り、前縁および後縁のプロフィル２３の曲率中心を通る直線 であり、これより入射角度αを測定する基準線となる。

翼構造物１３の前縁プロフィル２２は、センサ配列２５を含み、それは図３に最 も良く示されているように、多数の列２７および行２８に並べられた感圧素子２ ６を備える。素子２６の列２７は、前縁プロフィル２２上に示されているように 翼弦線２４の各側に延び、列２フは翼構造物の下側では同上側よりもさらに延び ている。素子２６の行２８は、示されているように、前縁プロフィル２２に沿っ て翼長方向に延びている。

配列２５の感圧素子２６は、示されているように、翼構造物１３の前縁プロフィ ル２２に面一に取付けられ、出力回路と組み合わされて、素子に加わる局所的空 気力学的圧力を表す信号を正確に生成する磁気テープセンサを備える。素子２６ は、所望ならば、地上における外部衝撃から保護するために後退自在な遮蔽板に より保護されてもよ（、素子を結氷の問題から保護するための加熱装置を備えて もよい。

配列２５の感圧素子２６は、前線プロフィル２２上で、プロフィルの翼弦線方向 および翼長方向の両方向に向かって隣合う位置を占める。その結果、それらは航 空機１１の飛行中、配列によって覆われた領域中のそれらの位置に依存する大き さの局所的空気力学的圧力に晒されるようになる。さらに、局所的空気力学的圧 力は、飛行中の翼構造物の入射角度に依存して変化する。

センサ配列２５によって覆われる領域上の空気力学的圧力のそのような変化は１ 図４にグラフ化して表され、そこでは、各感圧素子２６１における局所的圧力係 数が素子２６の順次の列２７に対してプロットされている。理解されるように、 最大の局所的圧力係数は、前縁プロフィル上の２個の感圧素子間に位置する、配 列２５の各列２７の所定の淀み点で生じる。そして、各淀み点上の圧力係数は前 縁プロフィル上の上部表面および下部表面で次第に小さくなる。

センサ配列２５によって覆われた前縁プロフィル上の局所的圧力係数の変化に加 えて、飛行中の翼構造物の入射角度の変化によっても、淀み圧力は場所を変えて 配列２５の別の場所で最大の局所的圧力を与えるので、前線プロフィル上の局所 的圧力係数はやはり変化する。

従って感圧素子２６は、それらが前線プロフィル上に占める位置における空気力 学的圧力を表す出力信号を発生して、淀み点におレブる淀み圧力を含む圧力分布 情報を与え、その情報は後述する等側対気速度、翼構造物の入射角度、および所 望ならば、入射角度の時間変化率を発生させるのに利用できるように、配置する ことができる。

静圧は通常のセンサの静圧ボートで検出され、電気的出力信号が作られる。

左の翼構造物１３は構造物１３の先端部分にさらなるセンサ配列２９を含み。

それはセンサ配列２５と同様の列および行をなす感圧素子から構成される。その 列および行は、配列２５の列および行２７．２８と同様にかつ同量だけ前縁プロ フィル上に延在し、感圧素子は配列２５の素子２６と同様に素子の位置における 空気力学的圧力を表す出力を与える。

２つの配列２５．２９の感圧素子２６からの出力信号は、２つの配列の出力を平 均することにより、単に、例えば航空機の指示対気速度を表す出力を発生させる ためだけに用いてもよい。加えて、出力信号は、２つの配列の出力を平均するこ とにより、翼構造物１３の入射角度を表す出力を発生させるために用いてもよい 、しかしもっと重要なことは、出力信号は、配列２５における入射角度と配列２ ９にお番ブる入射角度との差により測定される翼構造物１３の捩れ角度を表す信 号を発生させるために、有利に使用できることである。

右の翼構造物１４もまた２個のさらに離れたセンサ配列を含み、その１つ（図示 せず）は翼構造物１４の付は根部分の、翼構造物１３上の配列２５に対応する位 置に配置され、配列３０は翼構造物１４の先端部の、翼構造物１３先端の配列２ ９に対応する位置に置かれる。

翼構造物１３．１４に備えられるセンサ配列は、単に指示対気速度の正確な測定 を与えることもできるが、所望ならば入射角度を、さらに所望ならば入射角度の 時間変化率および翼構造物の捩れ角度を与えることもできる。

しかしながら、空気中の航空機の進行方向に対するその相対的な横滑り角に、こ の目的で航空機の垂直尾翼構造物１８にさらなるセンサ配列が備えられる。

図１から理解されるように、センサ配列３１はフィン構造物１８の付は根部分に 配置され、さらにセンサ配列３２が構造物の先端部に装備される。

図５に、フィン構造物１Ｂを断面図を以て示す、それは低抵抗プロフィル３３を 有し、前縁プロフィル３４と後縁プロフィル３５を含む、翼弦＠３６を一点ａｍ で示す。それは通常の定義通り、前縁および後縁プロフィル３４および３５の曲 率中心を通る直線であり、これを基準線として滑り角度を測定する。

低抵抗プロフィル３３は翼弦線３６に関して対称である・点において、図２に示 すエアロフォイルプロフィル２１とは異なる。

フィン構造物１８の前縁プロフィル３４中に含むセンサ配列３１は、図６に最も 良く示されている。それは多数の列２７および行２８として配列された感圧素子 ２６かうなる。列２７は、示されたように、翼弦＠３６の各側の前縁プロフィル ３４にわたり、フィン構造物１日の各側に等」づつ延在する０行２８は前縁プロ フィル３４に沿って翼長方向に延在する。

センサ配列３１の感圧素子２６は、示されたように、前縁プロフィル３４に面一 に取付けられ、通常、出力回路と組み合わされて該素子に加わる空気力学的圧力 を表す出力を正確に発生する。翼構造物１３および１４上に備えられるセンサ配 列として提案されたように、配列３１の感圧素子２６もまた、所望ならば、地上 における外部衝撃から保護するための後退自在な遮蔽板により保護されてもよく 、素子を結氷の問題から保護するための加熱装置を備えてもよし）。

配列３１の感圧素子２６は、前線プロフィル３４上で、プロフィルの翼弦線方向 および翼長方向の両方向に向かって隣合う位置を占める。その結果、それらは航 空情の飛行中、配列によって覆われた領域中のそれらの位置に依存する大きさの 局所的空気力学的圧力に晒されるようになる。さらに、局所的空気力学的圧力は 、飛行中のフィン構造物１８の滑り角度に依存して変化する。

センサ配列３１によって覆われる領域上の空気力学的圧力のそのような変化は、 図４にグラフ化して表されたセンサ配列２５のそれに密接に対応する。ここでも 、最大の局所的圧力係数は、前縁プロフィル上の２個の感圧素子間に位置する、 配列３１の各列２７の所定の淀み点で生じる。そして、各淀み点上の圧力係数は 前線プロフィル３４上の左表面および右表面で次第に小さくなる。

センサ配列３１によって覆われた前縁プロフィル上の局所的圧力係数の変化に加 えて、飛行中のフィン構造物１日の滑り角度の変化によっても、淀み圧力は場所 を変えて配列３１の素子２６の別の場所で最大の局所的圧力を与えるので、前縁 プロフィル上の局所的圧力係数はやはり変化する。

従って配列３１の感圧素子２６は、それらが前縁プロフィル３４上に占、める位 置における空気力学的圧力を表す出力信号を発生して、前縁プロフィル３４上の 淀み点における淀み圧力を同定する圧力分布情報を与え、その情報は、空気中で の航空機の進行方向に対するフィン構造物１８の横滑り角度を表す出力信号を発 生させるのに利用できるように、配置される。その情報は、所望な出力信号を発 生させるのに用いることができる。

フィン構造物１８は、構造物の先端部にさらなるセンサ配列３２を有し、それは センサ配列３１と同様に列と行をなす感圧素子からなる。その行および列は、配 列３１の列２７および行２８と同様に前線プロフィル３４の先端部上に延在し、 感圧素子は配列３１の素子２６と同様に素子の位置における空気力学的圧力を表 す出力を与える。

２つの配列３１．３２の感圧素子２６からの出力信号は、量に航空機の指示また は等側対気速度を表す出力を発生させるためだけに用いてもよい、しかし特に、 出力信号は、２つの配列の出力を平均することにより、フィン構造物１８の横滑 り角度を表す出力を発生させるために用いてもよい、加えて、特別な状況下では 、出力信号は、配列３１における横−滑り角度と配列３２における槽滑り角度と の差により測定されるフィン構造物１８の捩れ角度を表す信号を発生させるため に使用することができる。

翼構造物１３および１４並びにフィン構造物１Ｂに装備するセンサ配列の位置は 、素子２６が淀み点上またはその近傍の圧力の局所的変動に応答するように、注 意深く選択される。その結果、感圧素子ζにより発生される出力信号は空気力学 的圧力分布を与え、これをエアデータシステムにより処理すれば、航空機の一つ またはそれ以上の選択された空気力学的状態、すなわち対気速度、入射角度、横 滑り角度および翼の捩れを表す出力を生成することができ、さらに慣性航法およ び衛星測地システム（に１ｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇｓｙｓｔｅｍ）か らのデータを併用すれば、姿勢角度および対地速度のような出力を生成すること もできる。

典型的なエアデータ処理システムをフローチャートの形で、図７に模式的に示す 。システムに伝送される入力、そこで生・成される出力を次表に示す省略記号で 表すが、これらは便利のため通常受は入れられているものである。

社引 ＩＡＳ　指示対気速度 ＣＡＳ　校正対気速度 ＥＡＳ　等側対気速度 ＴＡＳ　真の対気速度 α　入射角度 ｄ　入射角度の時間変化率 β　横滑り角度 ＩＮＳ　慣性航法システム ＧＰＳ　衛星測地システム ＥＦＣＳ　電子飛行制御システム 図７に示すフローチャートでは、中央処理装置３７は入力３８から４１を与えら れ、出力４２から４４を作り出す、入力３日は翼構造物１３および１４並びにフ ィン構造物１８に装備されたセンサ配列からの出方を含み、それらは中央処理装 置３７で演算されて全空気力学的圧力ＰＴが生成される。

電気的信号出力を発生するセンサに設けられたーまたはそれ以上の静圧ボートか らの入力信号は、静圧Ｐ、を表す、入力３９は、ポジションエラー、器差。

圧縮性、および空気密度変化を表すメモリに記憶されたデータからなる。入力４ ０は、所与の入射角度αおよび横滑り角度βにおける淀み圧力の位置の値からな る。入力４１は消費燃料に関する情報を備える。

出力に関シテハ、出力４２１；ｌ　（Ｐ、−Ｐ、）　、　ＣＡＳ、ＪＡＳ、ＥＡ Ｓお、［ＦＴＡＳの表示を含む、出力４３は同様に表示形式で、入力３８および 記憶データ４０から処理装置３７により計算されるα、ｄおよびβを含む。出力 ４４は捩れ角度として表され処理装置により入力から計算される翼変形を含む、 出力４４はさらに、処理装置への入力と共に慣性航法および衛星測地システム４ ５から与えられ、処理装置３７からの出力と共にアプリケーションのために電子 飛行制御システム４６へも供給されるデータに基づいて処理装置により計算され る、対地速度、真速度、航空機の姿勢を含む。

センサ配列は航空機の上に展開配置されて、注意深く選ばれた航空機上の位置に 置ける小さな領域上の空気力学的表面圧力分布を測定し、その正確な速度（ＩＡ Ｓ／ＣＡＳ／ＥＡＳ／　ＴＡＳ）、ａ、ｄ、横滑り角度、および航空機姿勢を計 算するのに必要な修正因子および幾何学的詳細と共に、既に記憶されたその出力 信号を処理装置３７に供給する。提示されたパラメータの最終的選択は、システ ムに所望される高度化の程度による０本発明はさらにその上に、表面の突起を無 くし、かつ、速度および入射測定システムを組み合わせて一つの新しい総合シス テムにする。

試験飛行校正により得られ記憶されている淀み位置に関するデータと比較するこ とにより１局所的全体航空機入射（ｌｏｃａｌ　ｏｖｅｒａｌｌ　ａｉｒｃｒａ ｆｔｉｎｃｉｄｅｎｃｅ）が決定できる。また、翼端と翼のっけ根の配列におけ る相対的入射値を無負荷真の対応する校正データと比較することにより、構造的 翼捩れの程度を決定できる。

航空機の横滑り角度も、適当なセンサ配列から導かれるフィン構造物１８上の淀 み点の位置から同様に得られる。各領域におけるセンサ配列の素子の、淀み圧力 とその位置を与える多数の列の利用は、これら諸量のさらに正確な平均値を与え 、−またはそれ以上の列の故障がシステムに悪影響を及ぼすのを防止する。

センサ配列は表面のどの場所にも装備することができ、その局所的流れ場の情報 入手の必要を満たすことを理解すべきである。

センサシステム（センサ配列および電線）の全重量は通常のピトー管・静圧ボー トシステムのそれよりも少ないと見積られる。その理由は、（１）比較的重いピ トー管のチューブが軽いセンサ配列で置き換えられる。そして（１１）ピトー管 および静圧ボートからコクピットまでの通常の配管が電線ケーブルで置き換えら れ、その重量は多重データ伝送を用いることによりさらに低減できるであろう。

感圧素子の選択は、次に示す感度の良い順に従う。

（ｉ）　磁気テープ　−　圧力の正確な検出における比較的重しい方法：（１１ ）圧電セル 他の可能な選択はストレーンゲージと真空チューブであるが、これらが上音速以 下の高速で遭遇する淀み圧力は、海面上で３．１１ｂ／ｉｎ’　（対気速度３６ ０／　ッ））　から高度５ｏｏｏｏフイー　トで０．４　ｌｂ／ｉｎ’　（約マ ツハ０．４）　まで変化する。淀みから離れると、速度の上昇につれて、圧力ヘ ッドの読みのレベルは約５０モ減少する。これは充分に上記のシステムの性能の 範囲にある。

高性能軍用航空機の場合、変動範囲の下限は０．２　１ｂ／ｉｎ’のオーダーで ある。

本発明は、飛行中の航空機の上で速度、入射、姿勢等の空気力学的状態を決定す るためのデータを入手するシステムを提供する。従来のピトー管／αベーンシス テムに比較して、それは次のような利点を有する。

（１）　抵抗の低減 （１１）　事故により損傷し難い （ｉｉｉ）　単一のシステムでピトー管／αベーンシステムの機能を備λる（１ ｖ）　冗長性が内在するので高い正確性、信頼性、および安全性を備える （Ｖ）　航空機の姿勢情報を提供する （ｖｌ）　飛行中の翼およびフィン構造物の捩れに関する情報を提供する（ｖｉ ｉ　）　システム統合が容易−必要なデータの実時間計算に便利（ｖｉｉｉ）　 電子飛行制御システムに適合し、慣性航法システムおよび／または衛星測地シス テムと統合できる （１ｘ）　航行能率向上のため、飛行中にトリムシステムにデータを供給できる 面一に取付けられるセンサ配列は、航空機の選ばれた数箇所に設置することがで き、淀み点上またはその近傍における局所的圧力変動を測定することができる。

配列からの電気的出力はエアデータシステムにより処理されて。

対気速度、入射、横滑り角度および翼捩れを与え、さらに慣性航法および衛星測 地システムからのデータと併せて、姿勢角および対地速度を与える。

揚力表面の前縁に面一に装備される表面圧力センサ配列は、抵抗の減少、容易な エアデータ統合、より詳細なコクピット表示、改善された精度／安全性／信頼性 ／冗長性／保守容易性および可能な重量の節減の利点を有する。

提案したシステムの大きな利点は、全てのセンサ配列の出力が電子的であり、機 上コンピュータ中での修正の記憶は、修正済み対気速度および航空機の他の空気 力学的状態の自動的計算およびコクピット計器上への表示を可能にする。

正確な航空機の状態を導くのに必要な修正量を入手するためには、校正が必要で ある。全ての計算は機上コンピュータ上で実時間で行なわれるから、真速度や対 地速度のような他の詳細データもまたコクピットでの表示から、およびＩＮＳや ＧＰＳから与えられる入力として、直接得ることができる。

現状でも機上コンピュータで対気速度を実時間計算することが可能であるが、本 発明は、信号源が電気信号を有するという性質自体により、システムへの統合を より容易にする方法を提供する。

翼弦線方向センサ位置（列）

Claims (26)

【特許請求の範囲】
1. １．周囲のガス状媒質に対して可動であり、媒質に関連する−または複数の空気 力学的状態の所定の変化に応じて所定の面領域にわたってその上に所定の態様で 変化する空気力学的圧力を作り出す構成要素であって、面領域中の所定の場所を 占めその場所における空気力学的圧力を表す出力信号を発生する感圧素子からな るセンサ配列を有する空気力学的圧力センサシステムと、前記出力信号に応答し て、前記出力信号が表す空気力学的圧力を参照しっつ、その構成要素の媒質に関 達する−またはそれ以上の空気力学的状態の変化を表す条件信号を発生する信号 発生手段とを備える、構成要素。
2. ２．請求項１記載の構成要素において、前記構成要素は所定の参照平面から外方 および後方に延びる前方プロフィル表面により形成された前縁プロフィルを有し 、前記所定の面領域は前方プロフィル表面にある前記センサ配列により占められ る、構成要素。
3. ３．請求項２記載の構成要素において、前記センサ配列は、前方プロフィル表面 の前記参照平面を挟むそれぞれの側に延在する、構成要素。
4. ４．請求項２または３記載の構成要素において、前記構成要素の前方プロフィル 表面がその表面に空気力学的淀み圧力を生じさせ、淀み圧力の位置が、媒質に関 連する−またはそれ以上の当該構成要素の空気力学的状態の変化に応じて当該構 成要素の全面にわたって変化するような前方プロフィル表面であり、前記センサ 配列が感圧素子が淀み圧力の位置の変化から生じる圧力変化に応答するように前 方プロフィル表面にわたって延在する、構成要素。
5. ５．請求項１乃至４のいずれかに記載の構成要素において、前記感圧素子が前記 面領域中において当該感圧素子の列を形成するように配置されている、構成要素 。
6. ６．請求項５記載の構成要素において、前記センサ配列の感圧素子が前記面領域 中において当該感圧素子の−またはそれ以上のさらなる列を形成するように配置 されている、構成要素。
7. ７．請求項６記載の構成要素において、前記素子の第１の列の各感圧素子が、− またはそれ以上の他の列の対応する各素子と共に、前記面領域中で前記素子の列 を横切る方向に延びる前記素子の行を形成する、構成要素。
8. ８．請求項７記載の構成要素において、前記センサ配列が多数の前記素子の列と 、多数の前記素子の行とを形成するように配置された感圧素子からなる、構成要 素。
9. ９．請求項６または７に従属する請求項８記載の構成要素において、前記列およ び行が、前記配列中で隣接配置されている、構成要素。
10. １０．請求項５乃至９のいずれかに記載の構成要素において、前記素子が前記列 または行の中で隣接配置されている、構成要素。
11. １１．請求項５乃至１０のいずれかに記載の構成要素において、前記センサ配列 が、その各列中の前記感圧素子が前方プロフィル表面の参照平面を挟むそれぞれ の側に延在するように前方プロフィル表面上に配置されている、構成要素。
12. １２．請求項２乃至１１のいずれかに記載の構成要素において、前記信号発生手 段が、前記出力信号に応答して前記出力信号によって表される前方プロフィル表 面上の空気力学的圧力を参照することにより前記構成要素の対媒質速度を表す条 件信号を発生する、構成要素。
13. １３．請求項２乃至１２のいずれかに記載の構成要素において、前記構成要素が 前縁プロフィルと後縁プロフィルとを含む要素プロフィルを有し、前記所定の参 照平面が前記前縁プロフィルと後縁プロフィルとの曲率中心を通り、かつ、前記 要素プロフィルが媒体に関する当該構成要素の進行方向に対する前記参照平面の 所定の入射角度に応じて掲力を発生するものである、構成要素。
14. １４．請求項１３記載の構成要素において、前記構成要素が航空機の主支持表面 要素である、構成要素。
15. １５．請求項１４記載の構成要素において、前記信号発生手段が、前記感圧素子 からの出力信号に応答して、前記参照平面と媒体に関する当該構成要素の進行方 向との間で測定される前記構成要素の入射角度を表す入射信号を発生する、構成 要素。
16. １６．請求項１５記載の構成要素において、前記信号発生手段が、出力信号に応 答して、媒体に関する当該構成要素の入射角度の時間変化率を表す入射角度率信 号を発生する、構成要素。
17. １７．請求項２乃至１２のいずれかに記載の構成要素において、前記構成要素が 、垂直に構成され航空機に方向安定性を与える航空機の制御表面要素であって、 前縁プロフィルと後縁プロフィルとを含む要素プロフィルを有し、前記所定の参 照平面が前記前縁プロフィルと後縁プロフィルとの曲率中心を通り、かつ、前記 要素プロフィルが媒体に関する当該構成要素の進行方向に対する前記参照平面の 所定の入射角度に応じて安定化側方推力を発生するものである、構成要素。
18. １８．請求項１７記載の構成要素において、前記信号発生手段が、出力信号に応 答して、前記参照平面と媒体に対する当該構成要素の進行方向との間で測定され る前記構成要素の横滑り角度を表す横滑り信号を発生する、構成要素。
19. １９．請求項１３乃至１８のいずれかに記載の構成要素において、前記構成要素 が、媒体に対する当該構成要素の進行方向を横切る方向に延びる長い要素であり 、所定の負荷条件下で、媒体に対する相対的前進運動の間、横方向に沿って変化 する入射角度を与えるように形成されており、前記センサ配列が、前記構成要素 の前方プロフィル表面の所定の第１箇所上に延びるセンサの第１副配列と、前方 プロフィル表面の第１箇所から横方向に離れた箇所上に延びるセンサの第２副配 列からなり、前記信号発生手段が、前記２個のセンサの副配列からの出力信号に 応答して、各箇所における構成要素の入射角度を表す入射信号を生成し、これに より、当該２箇所間における構成要素の捩れを表す捩れ信号を発生する、構成要 素。
20. ２０．請求項１９記載の構成要素において、前記構成要素が航空機のボディから 片持ち梁として突き出た航空機の主支持表面または制御表面要素であり、前記第 １の副配列が当該構成要素の付け根部分に配置され、前記第２の副配列が当該構 成要素の先端部分に配置される、構成要素。
21. ２１．請求項１乃至２０のいずれかに記載された−またはそれ以上の前記構成要 素を含む航空機。
22. ２２．請求項２１記載の航空機であって、請求項１４、１５または１６のいずれ かに記載の主支持表面要素を含む航空機。
23. ２３．請求項２１記載の航空機であって、請求項１７または１８のいずれかに記 載の垂直に構成された制御表面要素を含む航空機。
24. ２４．請求項２１記載の航空機であって、請求項１４、１５または１６のいずれ かに記載の主支持表面要素、および請求項１７または１８のいずれかに記載の垂 直に構成された制御表面要素を含む航空機。
25. ２５．実質的に、添付図面の図１から４または５および６を参無しつつこれまで 記述された航空機。
26. ２６．実質的に、添付図面の図１から６を参照しつつこれまで記述され、かつ図 ７を参照しつつこれまで記述されたエアデータ処理システムを含む航空機。