JPH08211082A - 飛行中航空機のアネモバロクリノメトリック・パラメータを決定する方法およびシステム - Google Patents

飛行中航空機のアネモバロクリノメトリック・パラメータを決定する方法およびシステム

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JPH08211082A
JPH08211082A JP7244454A JP24445495A JPH08211082A JP H08211082 A JPH08211082 A JP H08211082A JP 7244454 A JP7244454 A JP 7244454A JP 24445495 A JP24445495 A JP 24445495A JP H08211082 A JPH08211082 A JP H08211082A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】航空機の表面に突出したプローブを用いること
なく、所定のパラメータを求める。 【解決手段】飛行中の航空機のアネモバロクリノメトリ
ック・パラメータを決定する方法を提供する。測定は、
対気速度ベクトル（Ｖｐ）と、定常圧力（Ｐｓ）と、イ
ンパクト温度（Ｔｉ）との測定からなり、他のパラメー
タはこれらの測定に基づいて計算される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛行中の航空機の
アネモバロクリノメトリック（anemobaroclinometric）
・パラメータを決定するための方法およびシステムに関
する。
【０００２】
【従来の技術】現代の、飛行中航空機の風速測定（anem
ometry）は、複数のプローブおよびセンサの助力を得
て、定常圧力(static pressure)、トータル圧力(total
pressure)およびインパクト温度(impact temperature)
のような、空気に関連したパラメータの測定に基づいて
行われる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】プローブは、航空機の
表面に突出したデバイスであり、したがってある種の欠
点を有する。
【０００４】すなわち、空気力学の観点からは、プロー
ブが空気の流れを妨害し、エンジンの空気取り込みの妨
げとなるおそれがある。また、これらのプローブは、抵
抗(drag)を増加させる。
【０００５】電磁的な観点からは、プローブはレーダー
により検知されるサイン（radar signature)となり航空
機のステルス（stealth)が阻害され、また、防氷を要す
るので赤外線探知からの隠匿(infrared concealment)が
阻害されエネルギーも消費する。
【０００６】さらに、その測定は空力的に妨害された領
域で局所的に行われるので、大幅な修正が必要となる。
この修正は、試験飛行中にモデル化されるが、あらゆる
飛行範囲（例えば、失速後）において所望の精度を提供
することができない。
【０００７】センサでの高精度な測定にも拘わらず、ア
ネモバロクリノメトリック機能の性能は、非再現現象や
プローブの摩損により低下し、また、残余のモデリング
誤差により制限される。
【０００８】ステルスおよび操縦性(manoeuvrability)
の動作上の制約の増大に伴い、現在の風速測定はその限
界に達している。ステルスの制約を満足するためにプロ
ーブの突出をなくすべきであるとすれば、かつ、航空機
が操縦しやすくあるべきとすれば、モデリングがなお一
層複雑なものとなる。
【０００９】本発明はこれらの欠点を克服することを目
的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】そのために、本発明は、
まず、飛行中の航空機のアネモバロクリノメトリック・
パラメータを決定する方法であって、測定が、対気速度
(air speed)ベクトル（Ｖｐ）と、定常圧力（Ｐｓ）
と、インパクト温度（Ｔｉ）との測定からなり、他のパ
ラメータはこれらの測定に基づいて計算されることを特
徴とする。
【００１１】実際、以下の説明により、すべてのパラメ
ータは上記測定された３つのパラメータに基づいて求め
ることができることが理解されよう。
【００１２】これらの３つのパラメータを選択したこと
は、これらが非突出プローブにより求められるという利
点を有する。
【００１３】特に、対気速度ベクトルは、縦レーザー風
速測定(longitudinal laser anemometry)により測定す
ることができる。
【００１４】ドップラー縦風速測定は、波長λの単色光
波が大気内に浮遊したエアゾール(aerosols)により後方
散乱させられるときに当該単色光波が呈するドップラー
シフトΔｆを測定することにより行われる。このドップ
ラーシフトは、Δｆ＝２Ｖ／λに等しい。ここに、Ｖは
視線(sight line)に沿った、対気速度ベクトルの成分を
示す。
【００１５】したがって、ドップラーシフトの測定によ
り、問題となる速度範囲における厳密なリニア法則を通
して対気速度ベクトルの当該成分が得られる。そのスケ
ールファクタは、レーザーの波長のみに依存する。レー
ザーの波長は一般に高精度に把握でき、時間により変化
しない。２μｍの波長におけるスケールファクタは、ｍ
／ｓ当たり約１ＭＨｚである。
【００１６】この測定は、典型的な長さが１０ｍの測定
ボリューム内の平静な領域内にある航空機の数十メート
ル（５０〜１００ｍ）上流で行われる。
【００１７】真の対気速度ベクトルの３つの成分は、幾
つかの視線を用いて得ることができる。種々の軸上の測
定領域は不連続であるが、それらの距離は大気の乱れ(a
tomospheric turbulence)のスケールより小さい。
【００１８】ドップラー縦風速測定は平静な空力的(aer
odynamic)領域内の大気速度を測定する利点を有する
が、突出プローブを用いない他の光学的方法を利用する
ことも可能である。
【００１９】よって、フリンジング(fringing)レーザー
風速計、すなわちいわゆる”ツイン・レイア(twin-laye
r)”または”フライト・タイム(flight-time)”風速計
を用いうる。
【００２０】理論的には、３つの測定軸についてのみの
速度ベクトル投影値(projection moduli)を測定するこ
とができるが、４つの軸上の冗長測定を行うことが好ま
しい。
【００２１】対地速度(ground speed)ベクトルの従来型
の測定も行う場合には、対気速度が既知なので風ベクト
ルは対地速度から求めることができる。
【００２２】風速ベクトルの認識が特別の関心事であ
り、実際には、真の対気速度ベクトルの連続した２回の
決定の間に、対地速度および求められた最新の風ベクト
ルに基づいて計算された対気速度ベクトルを決定するこ
とができる。
【００２３】本発明の他の目的は、上述した方法を実施
するアネモバロクリノメトリックシステムにあり、対気
速度ベクトル（Ｖｐ）を測定する少なくとも１つの手段
と、定常圧力（Ｐｓ）を測定する少なくとも１つの手段
と、インパクト温度（ｔｉ）を測定する少なくとも１つ
の手段と、上記対気速度、定常圧力およびインパクト温
度に基づいて他のアネモバロクリノメトリック・パラメ
ータを計算するために設けられた少なくとも１台の計算
機とにより構成されることを特徴とする。
【００２４】好適な実施例において、対気速度を測定す
る手段は、４軸の測定を行う縦レーザー風速計を２つ用
いて構成される。
【００２５】好ましくは、各々、８個の速度投影測定
値、少なくとも１つの定常圧力測定値および少なくとも
１つのインパクト温度測定値を受ける３台の計算機を設
ける。
【００２６】なお、本明細書において、「アネモバロク
リノメトリック」という用語は、速度測定に関する"ane
mometoric"と、圧力測定に関する"barometoric"と、角
度（傾斜）測定に関する"clinometoric"とを縮合したも
のである。
【００２７】
【発明の実施の形態】本発明の特定の実施例について、
図面を参照しながら、以下に説明する。ただし、本発明
はこれに限定されるものではない。
【００２８】図１に示したシステムは、４測定軸を有す
るレーザー風速計１を２つを有する。各レーザー風速計
は、レーザーと、ビームが対となって切り替えられる４
軸ヘッド２と、２軸処理サブアセンブリ３（速度ベクト
ル投影値を計算する）とにより構成される。ドップラー
縦風速測定の原理自体は既知なので、風速計１について
は詳述しない。
【００２９】このシステムは、また、２つの定常圧力タ
ッピング(tappings)４を有し、各々、３つの圧力オリフ
ィスを有する。各オリフィスにはセンサ５が対応してい
る。
【００３０】最後に、２つのインパクト温度プローブ６
がエンジン空気取り込み口に配置され、マスクされる。
各温度プローブは２つの測定要素を有する。
【００３１】２つの計算機７は、各々、２つのレーザー
風速計に対応する８つの速度投影値、インパクト温度測
定値、および２つの定常圧力測定値（一方が航空機の右
手側、他方が左手側に対応）を受ける。公称モード(nom
inal mode)では、これらの計算機７は、各々、対気速度
ベクトルの測定の保全性(integrity)を示すデータ付き
の１組の空気パラメータを提供する。
【００３２】バックアップ計算機８は、８つの対気速度
投影値、定常圧力の２つの測定値、およびインパクト温
度の２つの測定値から、計算機７と同じパラメータ群を
算出する。
【００３３】これらの３台の計算機７、８は、また、対
地速度を計算するために必要なデータを９に受ける。こ
れらのデータは、慣性装置、衛星ナビゲーション装置
（GSP）あるいはドップラーレーダーのような任意の既
知の手段から得られる。
【００３４】計算機７および８は、以下のようにして、
アネモバロクリノメトリック・パラメータを決定する。
【００３５】測定された定常圧力Ｐｓｍは局所的な測定
により得られる。すなわち、この測定は、対気速度ベク
トルＶｐおよび定常温度Ｔｓに依存する修正モデルが適
用される場合にのみ上流無限測定(upstream infinite m
easurement)に対応する。この修正モデルは、試験飛行
中に決定されるものであり、次のような型の修正法則の
形で記述される。
【００３６】 Ｐｓ＝ｆ（測定された／Ｖｐ，Ｔｓ，Ｐｓｍ） ここに、／Ｖｐの”／”はベクトルを表す。
【００３７】トータル温度は、やはり飛行試験により定
められた修正法則に基づいて、インパクト温度Ｔｉから
求められる。
【００３８】Ｔｔ＝ｇ（／Ｖｐ，Ｐｓ，Ｔｉ） これらの２つの式により、Ｖｐの測定値および測定され
たＰｓｍ，Ｔｉから、定常圧力Ｐｓおよびトータル温度
Ｔｔが求められる。
【００３９】次に、他のパラメータが、図２に示すよう
に求められる。この図において、四角は測定値に対応
し、丸は出力情報に対応する。
【００４０】マッハ数は、次の関係により、真の対気速
度およびトータル温度から求められる。
【００４１】
【数１】
【００４２】定常温度は、次の関係により、トータル温
度およびマッハ数から求められる。
【００４３】
【数２】
【００４４】密度(density)および圧力高度(pressure a
ltitude)Ｚｐは、ＰｓおよびＴｓに基づいて既知の方法
により決定される。
【００４５】トータル圧力は、Saint-VenantおよびRayl
eighの式にしたがって、マッハ数および定常圧力を用い
て計算される。
【００４６】
【数３】
【００４７】較正された速度は、次の関係により算出さ
れる。
【００４８】
【数４】
【００４９】このシステムは、２台の主計算機７から得
られるデータが同じであるとき、公称モードで動作す
る。この場合、計算機８から得られるデータは考慮され
ない。
【００５０】主計算機７の一方が統合された(integrate
d)対気速度ベクトルを有さないとき、このデータ項目は
保持されず、他方の主計算機７から得られたデータがバ
ックアップ計算機８により得られたデータと比較され
る。少なくとも１つの統合された対気速度ベクトルと、
両計算機に共通の定常圧力結果と、両計算機に共通のイ
ンパクト温度とがあれば、このシステムは、なお公称モ
ードで動作する。
【００５１】これ以外の場合、このシステムの保全性は
保証されず、航空機は劣化モードで操縦される。
【００５２】短時間（数秒）では局所的風は一定値を有
し、＋τまでの時間の真の対気速度ベクトルをその時間
における対気速度測定値および対地速度測定値に基づい
て推定できるという事実に依拠して、入力９により供給
されるデータにより異種混合（hybridization）が行え
る。
【００５３】よって、２つの測定間に対気速度ベクトル
の推定を行うことができ、これは対気速度データの帯域
幅の増大に寄与する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるシステムの構成を示す図である。
【図２】本発明による方法の手順を示す図である。
【符号の説明】
１…レーザー風速計、２…４軸ヘッド、３…２軸処理サ
ブアセンブリ、４…定常圧力タッピング、５…センサ、
６…温度プローブ、７…主計算機、８…バックアップ計
算機。

Claims (8)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】飛行中の航空機のアネモバロクリノメトリ
    ック（anemobaroclinometric）・パラメータを決定する
    方法であって、 測定が対気速度ベクトル（Ｖｐ）と、定常圧力（Ｐｓ）
    と、インパクト温度（Ｔｉ）との測定からなり、他のパ
    ラメータはこれらの測定に基づいて計算されることを特
    徴とする方法。
  2. 【請求項２】請求項１に記載の方法であって、前記対気
    速度ベクトルは、ドップラー縦風速測定により測定され
    ることを特徴とする方法。
  3. 【請求項３】請求項２記載の方法であって、速度ベクト
    ル投影値が４測定軸について測定されることを特徴とす
    る方法。
  4. 【請求項４】請求項１から３のいずれかに記載の方法で
    あって、対地速度ベクトルをも測定し、これから風ベク
    トルを求めることを特徴とする方法。
  5. 【請求項５】請求項４記載の方法において、連続して真
    の対気速度ベクトルを２回決定する間に、前記対地速度
    ベクトルおよび求められた最新の風ベクトルに基づい
    て、計算された対気速度ベクトルを決定することを特徴
    とする方法。
  6. 【請求項６】請求項１から５のいずれかに記載の方法を
    実施するアネモバロクリノメトリックシステムであっ
    て、対気速度ベクトル（Ｖｐ）を測定する少なくとも１
    つの手段（１）と、定常圧力（Ｐｓ）を測定する少なく
    とも１つの手段（４）と、インパクト温度（Ｔｉ）を測
    定する少なくとも１つの手段（６）と、上記対気速度、
    定常圧力、およびインパクト温度に基づいて他のアネモ
    バロクリノメトリック・パラメータを算出するよう設定
    された少なくとも１台の計算機（７）とを備えることを
    特徴とするシステム。
  7. 【請求項７】請求項６記載のシステムにおいて、前記対
    気速度を測定する手段は、４測定軸を有する縦レーザー
    風速計２個により構成されることを特徴とするシステ
    ム。
  8. 【請求項８】請求項７記載のシステムにおいて、３台の
    計算機を有し、その各々が、８つの速度投影測定値と、
    少なくとも１つの定常圧力測定値と、少なくとも１つの
    インパクト温度測定値とを受けることを特徴とするシス
    テム。
JP7244454A 1994-09-22 1995-09-22 飛行中航空機のアネモバロクリノメトリック・パラメータを決定する方法およびシステム Pending JPH08211082A (ja)

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