JPH11505020A - 空気データ装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、軸線に対して車両の表面にわたって流入してくる流れの物理的特性を検出する装置である。詳しくは、本発明は、前記表面に装着された少なくとも１個の第１のセンサ（２２）を含み、前記少なくとも１個のセンサ（２２）は流体のながれの対流境界層によって発生する流体力学的圧力信号を受け取り、それを表わす出力信号を提供する。第２のセンサ（２４Ａ−２４１）の少なくとも１個のアレイ（２４）が前記少なくとも１個の第１の圧力センサ（２２）の下流側に位置し、前記少なくとも１個のアレイ（２４）の第２のセンサ（２４Ａ−Ｉ）が受け取った前記圧力信号を表わす第２の出力信号を提供する。コンピュータ装置（３６）が前記第１と第２の信号を受け取り、軸線に対する流体の流れの角度方向とその流速とを計算するようにされている。

Description

【発明の詳細な説明】 空気データ装置 発明の背景 本発明は、流体データ装置の分野に関し、特に、航空機等で使用する流体力学 的空気データ装置に関する。 関連技術の説明 典型的な航空機の空気データ装置は、動的および静的圧力の双方を測定し、較 正された空気速度、マッハ数、および航空機からの気圧高度を測定するパイロッ トチューブを使用している。音速を絶対温度の単に平方根の関数として表現する と、その計算には温度のゲージ測定値のみが必要とされる。マッハ数と計算され た音速とから、真正の空気速度を計算することが出来る。更に、パイロットチュ ーブは航空機の胴体から延在する必要がある。そうすれば、パイロットチューブ はレーダ断面積（ＲＣＳ）を増やす傾向がある。たとえば、Ｆ−１１７Ａのよう なステルス型航空機においては、広範なレーダ吸収コーティングの適用と共に前 記のようなパイロットチューブを広がった形状とすることによって航空機のＲＣ Ｓを許容しうるレベルまで減少させる。パイロットチューブはまた、入口が凍ら ないようにヒータを内臓する必要がある。たとえば、スペースシャトルの再突入 時に経験されるような、極めて高速での飛行においては、パイロットチューブは 後退して強烈な流体力学的な発熱による損傷を阻止し、速度が約マッハ３程度ま で下がるまで後退状態に保たれる。レーザの使用に基づく面一装着装置が前記の ような測定を行うため開発されてきたが、それらは高価であり、また重い。 航空機を制御するために必要な別の重要な測定は、航空機の長手方向軸線と相 対風との間の角度（迎え角およびすべり角）である。これらの角度を測定するた めの典型的な装置は外部プローブを使用している。前記プローブは、その周囲の 周りに等間隔で配置した４個の圧力ポートを含み、２個は迎え角を測定するため に垂直の軸線と整合し、他の２個は片揺れを測定するために水平軸線と整合して いる。もしも航空機が相対風に対して何らかの角度を付けているとすれば、２個 の整合したポートによって得られる圧力測定値は相違する。勿論、この差は迎え 角あるいはすべり角に比例する。しかしながら、そのようなプローブはパイロッ トチューブと同じ欠点を有していることは明らかである。 空気速度および迎え角を提供しうる能動音響空気データ装置も当該技術分野に おいては旧来のものである。殆どのものは、所定の軌道に沿った流体内での音波 の伝送時間は、局所的な音速に前記軌道に対して平行の局所的な流体速度成分を 加えたものの関数であるとの原理に基づいている。もしも流体速度が音波の伝播 方向と同じ方向にあるとすれば、所定の隔離した２つの点の間の音波の伝送時間 は最小である。同様に、もしも流体速度が音波の伝播方向に対して反対の方向を 有しているとすれば、２つの点の間の音波の伝送時間は最大である。従って、も しも音波が、各々が同じ長さを有し、かつ、各々が各々に対して、かつ測定すべ き流速の方向に対して共平面である複数の非平行軌道に沿って流体内を伝播する とすれば、各軌道に沿った音波の伝送時間は流体の速度と方向とによって、すな わち各軌道に沿った流体速度成分の大きさによって変動する。しかしながら、そ のような装置は全て、流体媒体を介して電気機械的変換器（例えば、音源）によ り音響信号を伝送し、各々の下流にあるアレイレシーバまでの伝送時間を測定す るという概念に基づいている。 そのような装置の一例がシー・ビー・ピア二世(C．B．Pear，Jr.)による「風 力形」(“Wind Meter”)という名称の米国特許第３，３７９，０６０号に記載さ れている。最初の電気音響変換器が、測定すべき流体の方向に対して共平面関係 の複数の非平行軌道に沿って音のパルスを伝送するために設けられている。複数 の軌道の各々に対して１個の複数の電気音響変換器が第１の変換器によって伝送 された音のパルスを受け取るために第１の変換器の周りで同心状に、かつ複数の 軌道にそって離隔されている。各受け取り変換器には、音のパルスが到来する付 勢された指示手段が関連している。また、受け取り変換器の１個によってパルス が受け取られると、その指示計のみが作動し、その他の全ての指示計は論理回路 がリセットされるまでは作動しないようにされるように論理回路が設けられてい る。流体の流速方向に対して基本的に平行である軌道は１個のみであるので、前 記軌道に関連した受け取り変換器は、その他の受け取り変換器のいずれかによっ て受 け取られる前に音のパルスを受け取り、その他の全ての指示手段を排除してその 指示手段のみを作動させる。どの指示手段が作動しているかを観察することによ り、流体の流れ方向で測定値が得られる。 流体速度を検出するために、最初に受け取られた音のパルスが使用され、考え られうる全ての気象条件下で先行する音のパルスが全ての受け取り変換器に到来 しうるようにするに十分な所定の一定の遅れの後、伝送変換器を駆動する新規の パルスを発生させる。伝送変換器をそのように駆動することにより、パルス繰り 返し速度は伝送変換器から複数の受け取り変換器の１個まで移動する最小伝送時 間に関数となる。この伝送時間は流速および音速に直接関係していることは勿論 である。流体の流速は音響源と下流の受け取り変換器との間の最小のパルス到来 時間差を測定することにより直接得られる。 イー・グレーブ他(E．Graewe et al)による「航空機の速度測定」（“Measuri ng The Speed Of An Aircraft”）という名称の米国特許第４，１４３，５４８ 号においては、連続した超音波トランスミッタが、前方のレシーバと後方のレシ ーバとによって挟まれる異なる２方向に変調された音波を伝送する。トランスミ ッタ信号とレシーバ信号との間の位相の差が、伝送時間の差を計算するために使 用され、その差から受け取られた信号が復調され、相対的な位相は航空機の速度 を計算するために使用される。航空機の長手方向軸線と実際の伝播の方向との間 の非零角は速度ベクトル（迎え角）を得るために２個の対角方向に配置されたレ シーバによって補正することができる。 ピー・エイチ・ビー・マクレナン他(P．H．B．MacLennan et al.)による、「 超音波空気データ装置」（“Ultrasonic Air Data System”）という名称の米国 特許第４，１１２，７５６号に第３の方法が開示されている。この超音波空気デ ータ装置は一方向、二方向、あるいは三方向の中間に対する航空機の相対速度を 検出する。さらに、音速とおおよその温度も検出できる。一方向装置においては 、第１の超音波変換器が第２の変換器までパルスを伝送し、そこでパルスが検出 されて、第１の変換器に反射され、再び第２の変換器に反射される。角方向に対 するパルス伝送時間が検出され、相対速度と、音速と、大体の温度とが伝送時間 の関数として提供される。二方向、あるいは三方向装置においては、二次元ある い は三次元の形態で３個、あるいは４個の変換器が位置される。第１の半サイクル において、第１の変換器はパルスを第２の変換器へ伝送し、そこで二次元の装置 において第３の、すなわち最後の変換器に反射され、次いで三次元の装置の最後 の変換器に反射される。第２の半サイクルにおいて、最後の変換器はパルスを伝 送し、該パルスは変換器のアレイを通して最初の変換器に反射される。対となっ た変換器の間の各方向におけるパルスの伝送時間が検出され、相対速度、音速お よび大体の温度がこれら伝送時間の関数として提供される。 前述の三種すべての装置において、超音波変換器、すなわち「拡声器」が必要 とされる。以下の音響装置の全ては、超音波変換器すなわち拡声器を必要とする 。エイチ・ブラウン他（H．Braun et al）による「運動している媒体の速度を接 触せずに測定する装置」（“Arrangement For Contactless Measurement Of The Velocity Of A Moving Medium”）という名称の米国特許第４，７０８，０２１ 号、エス・バークハウダリアン（S．Barkhoudarian）による「不侵入流量検出装 置」（“Nonintrusive Flow Sensing System”）という名称の米国特許第５，０ ４０，４１５号、イー・ハーコネン(E.Harkonen)による「超音波を用いた、懸濁 液の流れの流速を測定する手順と手段」(“Procedure And Means For Measuring The Flow Velocity Of A Suspension Flow，Utilizing Ultrasonics”)という 名称の米国特許第４，４８４，４７８号。ピー・ベリー他(P．Barry，et al)に よる「超音波空気データ装置」（“Ultrasonic Air Data System”）という名称 の米国特許第４，１１２，７５６号。エス・マイキーフ他（S．Mikheev et al） による「細長い対象物の状態をモニターする方法と、この方法を実行する方法」 (“Method Of Monitoring The State Of Elongated Object And Apparatus For Performing This Method“)という名称の米国特許第４，９９５，２６７号。エ ム・フクシマ他(M．Fukusima et al)による「大気において風向きと速度とを遠 隔測定する方法と装置」(”Method And Apparatus For Remote Measurement Of Wind Direction And Speed In The Atmosphere“)という名称の米国特許第４， ３５１，１８８号。エス・ダービン他（S.Daubin et al）による「パラダック風 測定装置」(“Paradac Wind Measurement System“)という名称の米国特許第４ ，８３１，８７４号。エル・ベルグ(L．Berg)による「航空機の迎え角計に適し た流 体方向計」（”Fluid Diection Meter Suitable For Angle Of Attack Meter Fo r Aircraft“）という名称の米国特許第４，４６８，９６１号。ティ・コマチ（ T.Komachi）による「超音波流量計」(”Ultrasonic Flow Meter“)という名称の 米国特許第４，６１１，４９６号。ブイ・コーリ(V.Corey)による「方向および 速度検出装置」（”Direction And Velocity Determining Apparatus“）という 名称の米国特許第３，５４８，６５３号。アール・ラウア（R．Lauer）による「 流体中での超音波パルスの移動時間を検出する装置」(”Apparatus For Determi ning The Transit Time Of Ultrasonic Pulses In A Fluid“)という名称の米国 特許第４，５７６，０４７号。ジェイ・ニコリ（J.Nicoli）による「超音波風速 計」（”Ultrasonic Anemometer“）という名称の米国特許第４，１７４，６３ ０号。ワイ・コボリ（Y.Kobori）による「超音波風速計」(”Ultrasonic Anemom eter“)という名称の米国特許第３，６９３，４３３号。ジェイ・タナー(J．Tan ner)による「風せん断警告装置」(”Wind Shear Warning System“)という名称 の米国特許第４，０４３，１９４号。 このように、本発明の主な目的は、車両の面と面一である、航空機等の乗り物 のための流体力学的空気データ装置を提供することである。 本発明の別の目的は、例えば航空機等のような乗り物のための流体力学的デー タ装置を提供することである。 本発明の更に別の目的は、受動的音響センサのみを使用している航空機等のよ うな乗り物のための音響空気データ装置を提供することである。 本発明の更に別の目的は、真正の空気速度、マッハ数、絶対温度、気圧高度、 および迎え角を提供できる航空機等のような乗り物のための流体力学的空気デー タ装置を提供することである。 発明の要約 本発明は、軸心に対して乗り物の面に亘って流入する流れの物理的特性を検出 する装置である。詳しくは、本発明は前記面に装着された少なくとも１個の第１ の圧力センサを含み、前記の少なくとも１個の第１の圧力センサは流れに対して 対流する流体の流れの乱流状の境界面によって発生する動的な圧力変動を受入れ 、それを示す出力信号を提供する。第２の圧力センサの少なくとも１個のアレイ が 前記少なくとも１個の第１の圧力センサの下流に位置しており、少なくとも一個 のアレイの第２の圧力センサは受け取った前記乱流状の圧力変動信号を示す第２ の出力信号を提供する。コンピュータ装置が前記第１と、第２の信号を受け取り 、好ましくは統計的な相互相関技術を用いて、軸心に対する流体の流れの角度方 向と、その速度とを計算するようにされている。 一実施例においては、本装置は第１の動的圧力センサと、第１のセンサから等 間隔に該センサの後ろで円弧状に装着された第２の動的圧力センサの１個のアレ イとを含む。第１の動的圧力センサは、多数の第２の圧力音響センサをいずれか の側から均等に配分して、車両の長手方向軸心に位置している。別の実施例にお いては、第１のセンサの１個のアレイと第２のセンサ２個のアレイとが設けられ ている。各第１のセンサは第２のセンサのアレイにおける各センサと「相互相関 」している。このように、本装置は冗長性を増している。 その構造と作動方法との双方に関し、本発明の特徴であると考えられる新規な 特徴は、本発明のその他の目的や利点と共に、例として現在好適である実施例が 示されている添付図面と関連した以下の説明からよりよく理解される。しかしな がら、添付図面は例示のためのものであり、本発明の範囲を限定する意図のもの でないことを明瞭に理解すべきである。 図面の簡単な説明 第１図は流体力学的空気データ装置の位置を示す航空機の部分斜視図、 第２図は、これも流体力学的空気データ装置の位置を示す、第１図に示す航空 機の正面図、 第３図は特に、流体力学的空気データ装置の一つを示す、矢印３に沿って見た 、第２図に示す航空機の部分側面図、 第４図は流体力学的空気データ装置の概略図、 第５図は自動相関法を示すグラフ、 第６図は相互相関法を示すグラフ、 第７図は基準マイクロフォンとマイクロフォンのアレイとの間での信号の伝送 時間と軸心に対する信号の角度とを計算する方法を示す図、 第８図は速度、迎え角あるいは片揺れ角、およびマッハ数を計算するコンピュ ータプログラムのフローチャート、 第９図は多数の第１のセンサと第２のセンサ多数のアレイとを用いた本発明の 実施例を示す、第３図に極めて似た図面である。 好適実施例の説明 航空機の部分図が第１図から第４図までに提供されており、航空機は全体的に 参照番号１０で示し、長手方向軸心１１Ａ，垂直方向軸心１１Ｂ，および横方向 軸心１１Ｃを有している。航空機１０は、鼻部１４、翼１６、エンジン入口１８ および操縦室１９とを有する胴体１２を含む。鼻部１４の近傍で４個の流体力学 的空気データ装置２０Ａ〜２０Ｄが胴体１２に装着されている。前記装置２０Ａ は第１の流体力学的センサ２２（マイクロフォン）と第２の流体力学的センサ２ ４Ａ−Ｉのアレイとを含み、第２のセンサは２５の数字で示す距離だけ等距離で 第１のセンサ２２の後ろで円弧状に装着されている。図示のように、流体力学的 センサ２２は長手方向の軸心１１Ａに位置し、多数の第２の流体力学的センサ２ ４Ａ−Ｉが第１のセンサの各側に等間隔で配分され、第２の流体力学的センサ２ ４Ｅが軸心１１Ａに位置している。アレイ２４の後ろで、長手方向軸心には、静 圧センサ２６、大気温度を測定する受動的放射計２８、水蒸気の含有量を測定す る受動的放射計３０、露点温度を測定するための湿球風速計３１あるいは類似の 計器とが装着されている。流体力学的圧力空気データ装置２０Ｃは同じような要 領で航空機の反対側に装着され、一方流体力学的空気データ装置２０Ｂから２０ Ｄまでが、センサ２２とセンサのアレイ２４とを航空機の垂直軸心１１Ｂと整合 させて、前記装置２０Ｃに対して９０度に装着されている。センサのアレイ２４ におけるセンサの位置や数は、特定の航空機に対する設計要件によって変わり、 図示している特定の位置は単に例示であることを強調せねばならない。第１のセ ンサ２２およびアレイ２４の全てのセンサ、圧力センサ２６、放射計２８および ３０並びに風速計３１は例示である。 受動的方法は刺激と応答との間の時間のずれ、すなわち遅れを検出するために 相互相関分析の使用を含んでいる。刺激とは、基準センサ２２における対流する 乱流状の境界層での圧力変動であり、応答とは配列２４の各センサ２４Ａ−Ｉが 受け取った圧力変動である。 ２個の波形の類似性を測定する良好な方法は縦座標毎にそれらを乗算し、波形 の持続時間にわたってそれらの積を加算することである（相互相関）。第５図に おいて、波形ａおよびｂの間の類似性を評価するために、縦座標を、ａ₁Ｘｂ₁， ａ₂Ｘｂ₂，というように乗算を行い、これらの積を加えて、類似性の測定値であ る単一の数を取得する。このことは、連続的に、あるいはサンプリングした信号 について行うようにしてもよい。第５図においては、波形ＡとＢとは同一であり 、そのため各積はそれらの和に正の項で貢献する。従って、和は大きく、かつ自 動相関として定義される。しかしながら、もしも、同一でない波形ａおよびｂに 対して同じ手順が実行されるとすれば、各正の積は負の積によって消去されるの で、和は小さく、波形は類似で無いことが判る。 さて、波形ｃおよびｄを検討してみる。それらは形状は同一であるが、一方は 時間がずれている。もしも、（ｃ₁およびｄ₁が典型的であるが）縦座標を乗算す る過程を実行するとすれば、全ての正の積は負の積によって消去される傾向があ るため、和は小さい。このように、タイプａの波形と時間をシフトしたものとの 間の類似性をプロットするとすれば、その結果の関数は大きな時間シフトに対し ては小さい値を取り、時間シフトが零である場合、大きな正の最大値まで上昇す るものと考える。これは第５図の例で用いた広い帯域の任意の信号の自動相関関 数である。正弦波は、時間シフトが整数の時間であるときはいつでもそれ自体に 対して同一となり、そのように、自動相関関数自体は周期的である。しかしなが ら、広い帯域の任意のノイズにより、類似性を破壊するのに極めて短い時間シフ トで十分であり、類似性は二度と戻ってはこない。このように、自動相関関数は 、時間シフトが零である中心の最大値から時間シフトが大きくなるにつれて極め て低い値まで急速に減衰する鋭いインパルスである。 自動相関関数は波形と波形自体の時間シフトによる形態との間の類似性に関す るものであるが、類似性の同じ測定値を同一でない２個の波形の場合に適用でき る（相互相関）。第６図を参照すれば、幅の「窓」を通して見た２個の波形で、 縦座標を繰り返し乗算し、積を加算し、時間をシフトすることにより、この間隔 内での２個の波形の類似性を推定する。底部の軌跡は２個の波形の間の時間シフ トの関数としての類似性のグラフである。２個の波形の相互相関関数、ｆ（ｔ） およびｇ（ｔ）はそれらの間の遅れの関数としての、ｆ（ｔ）と遅れｇ（ｔ＋Δ ｔ）との間の類似性のグラフである。 第４図、第７図および第８図とを参照すれば、前述の分析技術を使用すること により、相互相関関数が２個のセンサの位置（例えば、センサ２２および２４Ａ ）において測定されたデータから計算される。それは以下の積分として表現でき る。 但し、ｆ_r（ｔ）＝時間ｔにおける基準変換器での測定データ ｆ_a（ｔ＋Δｔ）＝時間ｔ＋Δｔにおける配列変換器位置での測定デー タ。 正規化された相互相関係数は以下の通り、相互相関関数および自動相関関数か ら得られる。 および、 例示のために、（第７図）は空気の流れの速度が矢印４０によって示され、セ ンサ２４Ｂと２４Ｃとの間に位置するものと想定する。コンピュータ２８は時間 の遅れΔｔとしてメモリに記憶されている相関値を連続して計算する。センサ２ ４並びに各センサ２４Ａ−Ｉのピーク相関値に対するΔｔ′が「プロット」され 、カーブフィット計算が対応する最小Δｔを決める。これは、この場合、センサ ２４Ｂと２３Ｃとの間に入る。２つのセンサ対２２、および２２４Ｂ並びに２４ Ｃにより、数字４４で示す実際の角度が決定される。配列センサが円弧に、基準 センサから等距離に位置している場合、正規化された相互相関係数は、最小のΔ ｔを示すセンサ対に対して最大である。 自由な流れの速度（Ｖ_∞）は境界層渦状対流速度（Ｖ_bi）に対して比例してい る。その関係は航空機の位置の関数であり、また分析に使用される境界層周波数 の中味の関数でもある。 但し、ｋは装置の関数として０．８と０．９との間で変動する。このように、 定数ｋの値は、風洞実験あるいは実際の航空機の飛行試験によって経験的に決め る必要がある。 周囲の音の速度（Ｃ_∞）は以下の式によって与えられる。 但し、γ＝特定の熱の比（空気に対しては１．４） ｇ＝重力定数（３２．１７６ｆｔ／ｓｅｃ₂） Ｒ＝ガス定数（空気に対しては５３．３）および Ｔ_∞＝（乱れていない大気中で）放射計２８によって測定した絶対自由 流れ温度（ランキン度） このように、低い温度における空気に対して（すなわち、大気飛行の典型）、 前記式は以下のようになる。 Ｃ_∞＝４９．０２ そして、自由な流れでの飛行のマッハ数は以下の式で与えられる。 基準センサと下流側の（距離Ｓだけ離された）センサアレイの間のシフト時間 は各対のセンサに対して計算された相互相関関数におけるピークによって決まる 。全ての対のセンサに対する最小の時間遅れは流れの方向と対流速度との双方を 識別する。境界層対流速度は単純に下記式から計算される。 但し、Ｓ＝第３図に示すセンサ２２とセンサアレイ２４との間の距離２５であ る。 これらの計算はモデムマルチチャンネル分析器に対しては日常的なものであり 、また獲得／分析装置に組み込むことの出来るソフトウエアルーチンによって数 学的に実行される。適正に較正した静圧センサ２６を含めることにより、気圧高 度を得ることができることに注目すべきである。水蒸気風力計３０や露点を検出 する湿球風速計３１により飛行機雲抑制装置のための情報が得られる。 本発明は、軸線１１Ａにおける１個の基準センサ２２とそこから等間隔のセン サアレイ２４の使用に限定されないことを注目すべきである。また、アレイ２４ におけるセンサは軸線１１Ａのいずれかの側において等間隔である必要はない。 第９図においては、多数の基準センサ５０Ａ−Ｃ，ＢおよびＣ並びに数個のセン サアレイ５２Ａ−Ｅおよび５５Ａ−Ｃが使用されている。これには、等式が配列 ５０Ａおよび配列５２Ａ−Ｅならびに５４Ａ−Ｇの各センサの間の距離の差を考 慮する必要がある。しかしながら、それは依然としてモデム計算には容易である 。この概念の利点は、単一の装置で必要な冗長性が得られることである。 好適実施例は航空機の空気データ装置を扱ってきたが、本発明は陸上の車両や 船舶、さらには潜水艦に対してさえも適用可能であることは明白である。従って 、本発明は、配管や水路における気体あるいは液体の流れの測定にも適用される 。配管や水路に対する後者の適用に関しては、流れの角度は常に既知であり、流 速のみが関心の的である。そのような適用においては、双方のセンサが配管ある いは水路における流路と整合した、１個の第１の動圧センサと第２のセンサのア レイにおける１個の動圧センサとのみを必要とする。 本発明を特定の実施例について説明してきたが、当該技術分野の専門家では多 数の変更や修正が可能であるので、それらの実施例は単なる例示であることを理 解すべきである。このように、本発明は請求の範囲に記載の精神と範囲とによっ てのみ限定されるものと解すべきである。 産業上の利用分野 本発明は航空宇宙産業、造船産業および海運業に適用される。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．軸線に対して表面に亘っての流入してくる流体の流れの物理的特性を検出 する装置において、 前記表面に装着された少なくとも１個の第１の流体力学的圧力センサ手段と、 前記少なくとも１個の第１のセンサ手段の下流側で前記表面に装着された第２ の流体力学的圧力センサの少なくとも１個のアレイとであって、 前記少なくとも１個の第１のセンサ手段と前記少なくとも１個のアレイの前記 第２のセンサ手段とが前記流れの乱流の境界層内に発生した圧力変動を検出し、 前記表面を通る圧力の変動をそれぞれ示す第１と第２の出力信号を提供するセン サと、 前記第１と第２の出力信号を受け取り、前記少なくとも１個の第１のセンサ手 段から前記少なくとも１個のアレイの第２のセンサまでの断続した時間にわたっ て測定した圧力変動の移行時間を検出し、前記表面にわたる流体の流れの乱流境 界層内での圧力変動の対流速度を計算する手段とを含むことを特徴とする流体の 流れの物理的特性を検出する装置。 ２．前記第１と第２の出力信号を受け取り、軸線に対する流体の流れ方向を計 算する手段を更に含むことを特徴とする請求の範囲第１項に記載の装置。 ３．前記第１と第２の出力信号を受け取り、前記表面にわたる流体の流れの自 由流速を計算する手段をさらに含むことを特徴とする請求の範囲第２項に記載の 装置。 ４．前記流体の温度を測定し、それに比例した第３の出力信号を提供する温度 検出手段と、 前記第３の信号を受け取り、前記流体媒体内の音速を計算する手段とをさらに 含むことを特徴とする請求の範囲第３項に記載の装置。 ５．前記流体の静圧を測定し、それに比例した第４の出力信号を提供する静圧 検出手段と、 前記第４の信号を受け取り、気圧高度を計算する手段とを含むことを特徴とす る請求の範囲第４項に記載の装置。 ６．前記表面にわたる流体の流れの自由な流れのマッハ数を計算するための手 段をさらに含むことを特徴とする請求の範囲第５項に記載の装置。 ７．前記第１と第２の出力信号を受け取り、前記表面にわたる流体の流れの自 由流速を計算する手段をさらに含むことを特徴とする請求の範囲第１項に記載の 装置。 ８．前記第１と第２の出力信号を受け取り、前記表面にわたる流体の流れの自 由流速を計算する手段をさらに含むことを特徴とする請求の範囲第７項に記載の 装置。 ９．前記流体が水路、あるいは導管等に入っており、前記装置がさらに、１個 の第１の流体力学的圧力センサ手段と、１個のみのセンサ手段を有する第２の流 体力学的圧力センサ手段の１個のみのアレイとを含むことを特徴とする請求の範 囲第８項に記載の装置。 10．軸線に対して、車両の表面に流入してくる流体の流れの物理的特性を検出 する装置において、 前記表面に装着された少なくとも１個の流体力学的圧力センサ手段と、 前記少なくとも１個のセンサ手段の下流側で前記表面に装着された第２の流体 力学的圧力センサ手段の少なくとも１個のアレイとであって、 前記少なくとも１個の第１のセンサ手段と、前記少なくとも１個のアレイの前 記第２のセンサ手段とが前記流体の流れの乱流の境界層に発生した圧力変動を検 出し、それぞれその上を通る圧力の変動を示す第１と第２の出力信号を提供する センサ手段と、 前記第１と第２の出力信号を受け取り、前記少なくとも１個の第１のセンサ手 段から前記少なくとも１個のアレイの前記第２のセンサ手段の各々までの断続し た時間にわたって測定した圧力変動のシフト時間を検出し、前記表面にわたる流 体の流れの乱流境界層内の圧力変動の対流速度を計算する手段とを含むことを特 徴とする流体の流れの物理的特性を検出する装置。