JPS61251731A - 空力特性測定装置 - Google Patents

空力特性測定装置

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JPS61251731A
JPS61251731A JP60195691A JP19569185A JPS61251731A JP S61251731 A JPS61251731 A JP S61251731A JP 60195691 A JP60195691 A JP 60195691A JP 19569185 A JP19569185 A JP 19569185A JP S61251731 A JPS61251731 A JP S61251731A
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JP
Japan
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angle
incidence
pressure
aerodynamic
measurement
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JP60195691A
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English (en)
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ヘンリ　レブロンド
ルイス　カボト
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BADEI KUROOZETSUTO
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BADEI KUROOZETSUTO
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Publication date
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • General Physics & Mathematics (AREA)
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  • Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

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】 図面において、１はフラップ、２はサポート、３は箱、
８は回転部である。回転部８を介してフラップ１はサポ
ート２に支持されている。４．５は圧力管又は接続部、
６．６″は空気管又は接続部、７は捕獲部であり、いず
れもフラップ１に設けである。１５．６３．７２は前記
管６．６′や７に接続する圧力捕獲部又は測定部である
。１２は前記圧力系の管４．５に接続する捕獲部又は測
定部である。１４は前記１５及び１２に接続する圧力分
割器である。１６．１８はアナログ・デジタル・コンバ
ータで、これらを介して前記３及び１４が信号発生器１
７に接続している。
本発明を更に詳細に説明すると以下の通りであ５゜
【図面の簡単な説明】
第１図、第２図は本発明実施例の略図である。 Ｆｌｑ　２ ｆａｒ　　　　　　　　Ｐコ 手続補正書（自発） 昭和６０年９月２７日 特許庁長官　宇賀　退部　殿　　　　　−一１、事件の
表示 昭和６０年　　特　許　願　　第１９５６９１号２、発
明の名称 空力特性測定装置 ３、補正をする者 事件との関係　　　特許出願人 住　所　フランス国、シャドーフォート、７８１１７ア
エロドローム・デ・ツーラス・し・ノブル（番地なし） 千代田ピル東館１０階（・５３０） ５、補正命令の日付　（発送日）昭和　年　月　日６、
補正の対象　　明Ｓ書 ７、補正の内容　　明細書全文を別紙の通り補正する。 方式貨 １、発明の名称 空気特性測定装置 ２、特許請求の範囲 （１）流れ内部における装置の飛行支持体の入射（角）
値αを、２つの独立した測定、すなわち支持体に対する
流線形要素の配向αｍの機械的な手段による測定と、空
気的手段による流れの中の流線形要素の空気力学的入射
角αａの測定とにより、真の入射角を関係式α−αｍ＋
αａにより定義することにより得るようにし、上記流れ
の中で自由に向きを変える流線形要素及び静圧、全圧検
出器により流れ中の空気力学的パラメーターを測定でき
るようにしたことを特徴とする特許 置。 （２）流線形要素が、支持体？の表面に垂直な軸８の周
りを移動でき、上記配向αｍの測定値を送り出す角度位
置のビックアップ３に結合された補助１１１を備えてい
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の装置
。 （３）空気力学的入射角αａが、流線形要素１の前縁部
１１に互いに対称に配置された２つの圧力検出器４及び
５の闇に存在する差圧Δｐの測定値により得られること
を特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の装置。 （４）遷音速、超音速領域のいずれでも、速度及び入射
角による誤差を補償するように、静圧の検出器６及び６
′の流線形状が適切に選択されていることを特徴とする
特許請求の範囲第１項〜第３項のいずれかに記載の装置
。 ３、発明の詳細な説明 （産業上の利用分野） 本発明は、流れの中で自由に配向できる流線形要素と全
圧、静圧測定素子手段によって、前記流れの空気力学的
パラメーターを測定できる装置に関する。 《従来の技術》 フランス特許第２．１１３，７４６号及び、２。 ３９９、０２７号に説明されたような、この分野の公知
の装置では、ゾンデが流れに沿う状態にとどまって、入
射角の変動による外乱の影響が理論上解消されるように
、自在継手に取付けた吹き流しに圧力測定ゾンデが取付
けられている。 （発明が解決しようとする問題点） 現実には、吹き流しの慣性と旋回による抵抗トルクのた
めに、ゾンデは程度の差こそあれ常に流れの方向からず
れている。従って局部的な入射角αの測定、ひいては機
械的な測定によって得られるゾンデ搬走体の測定は近代
の飛行特性にふされしい正確なものではない。 （問題点を解決するための手段） 本発明による装置は、入射角αの機械的測定の誤差をな
くすることを目的としている。この目的のために、入射
角測定値を空圧入射角の測定値により補正する。このよ
うにして得られる入射角αの測定値は、遷音速、超音速
いずれの領域においても、この種の他の公知の装置より
も正確でかつ信頼性が高い。 本発明によると、入射角の値αは以下の２つの独立した
測定から求められる。 すなわち、支持体に対する流線形素子の配向αｍの機械
的手段による測定と、流れ中にお！する流線形素子の空
気力学的入射角αａの空圧手段による測定とにより、上
記値αは求められ、その場合に、真の入射角は関係式α
−αｍトαａにより定義される。 流線形素子は、例えば飛行機機体の表面に対して垂直な
軸からなる支持部の周りを移動できる補助翼から成り立
っている。 その自由度は±８０°で、補助翼の角位置αｍを与える
機械的手段は、機械的な摩耗による誤差を避けるために
、補助翼の軸に直接固定された角度位置検出器で構成さ
れている。 空気力学的入射角αａを求める空圧手段は、可動補助翼
の前縁部に互いに対称に配置された２つの圧力検出器か
ら構成されている。空気力学的入射角の値は、これら２
つの圧力検出器の間に存在する差圧を測定して得られる
。 （実施例） 本発明を図示の実施例により更に詳細に説明する。 第１図は装置の全体図である。 第２図にはそれぞれ入射角を測定する空圧手段及び機械
的手段からの情報αａ及びαｍの処理方法を示した概略
図である。 図示の如く、装置は着氷問題を防ぐために、電気的に加
熱できる半デルタ翼形状の補助翼１を備えている。補助
翼の回転軸は相対増分エンコーダーに連動する絶対光学
エンコーダー（グレイコード）を連動させるフレーム３
を直接貫通している。 角度αｍの測定分解能は０．０３°のオーダーである。 補助ｍ１に対する空気力学的入射角αａは、補助翼前縁
１の下面、上面に対称に配置した２つの圧力検出器４及
び５で測定される。 これらの検出器は、流れＦ内の補助翼１の空気力学的入
射角αａに比例した差圧を与える。この圧力は精度等級
が１０−２〜１０−３できびしい環境条件に耐えるピッ
クアップ１２に作用する。 このピックアップは補助翼の軸８の内部に配置されてい
る。測定電子回路による電気的伝送は、浮動接触を防ぐ
ように捩り作動するアングル１３に結合された３本の偏
平な線により行われる。 流速に関係なくこの装置を利用できるようにするため、
そのほかに静圧と全圧あるいは動圧を知る必要がある。 空気力学的入射角αａの測定感度を定義する比例係数Ｒ
は、これら２つのパラメーターによって決まる。これら
２つの４情報はそれぞれ装置の全圧、静圧検出器に接続
された２つの圧力ビックアップ７２．６３により得られ
る。 全圧検出器７はピトー管型で補助翼１の頂部後方に固定
されている。静圧検出器は対称的に前縁部１１に配置さ
れた２つの空気取入口６．６−により形成されている。 これら２つの空気取入口６及び６′は共通のコンジット
６０に通じている。 静圧検出器６及び６′は、入射角及び速度による航空機
の局部的な静圧の乱れを補償するように機能させること
が望ましい。これは公知の如くゾンデ周りの流体の循環
によって引き起される静圧が、入射角、遷音速領域及び
超音速領域の如何を問わず、航空機による静圧の乱れを
補償するような形状に選択することよって行なう。 本発明によるゾンデでピックアップされた圧力信号は、
第２図のブロック線図で示す如く処理され、Δｐ＝にα
ａに相当する圧力検出器４．５１ｉｌの差圧ｐ［にαａ
］に比例した電圧を与える差圧ピックアップによって、
電気信号形式で得られる。 別の相対圧力のピックアップ１５は、検出器７から発さ
れる全圧ＰＴと共通回路６０に接続された圧力検出器６
及び６′から得られる静圧を受は取る。このピックアッ
プは空気力学的速度υに比例した電圧形式の信号を送り
出す。 分圧器１４は係数にを変化させるυによって信号［にα
ａ］を規準化し、アナログ・ディジタル変換器１６を経
てアナログ、望ましくはディジタル信号αａを送り出す
。 この信号αａは、アナログ・ディジタル変換器１８によ
るディジタル化の優、角度エンコーダー１７からの信号
αｍを受は取る電子式加算機１７へ送り込まれる。加算
器１７を出る信号は求められる入射角：α＝αａ＋αｍ
を表すことになる。 （発明の効果） この発明に係る装置は、測定が正確で速度や入射角の変
動によって乱されることのない、航空機用の多機能圧力
ゾンデを実現できる。 ４、図面の簡単な説明 第１図は装置の全体図、第２図はそれぞれ入射角を測定
する空圧手段及び機械的手段からの情報の処理方法を示
した概略図である。１・・・補助翼、２・・・支持体、
４．５・・・圧力検出器、８・・・軸、１１・・・前縁
部１１、α・・・入射角、αｍ・・・配向、αａ・・・
空気力学的入射角測定

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 流線形体に対する流体の空力特性を測定するための機構
    を備えた空力特性測定装置。
JP60195691A 1984-09-03 1985-09-03 空力特性測定装置 Pending JPS61251731A (ja)

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FR8413631 1984-09-03
FR8413631A FR2569848B1 (fr) 1984-09-03 1984-09-03 Sonde de pression multifonction pur aeronef

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JPS61251731A true JPS61251731A (ja) 1986-11-08

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DE (1) DE3566740D1 (ja)
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