JPS62159023A - 気流デ−タ検出用のプロ−ブ - Google Patents
気流デ−タ検出用のプロ−ブInfo
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- JPS62159023A JPS62159023A JP61316065A JP31606586A JPS62159023A JP S62159023 A JPS62159023 A JP S62159023A JP 61316065 A JP61316065 A JP 61316065A JP 31606586 A JP31606586 A JP 31606586A JP S62159023 A JPS62159023 A JP S62159023A
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- 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
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L19/00—Details of, or accessories for, apparatus for measuring steady or quasi-steady pressure of a fluent medium insofar as such details or accessories are not special to particular types of pressure gauges
- G01L19/0007—Fluidic connecting means
-
- 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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- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は気流データ検出用のプローブ、特に航空機の計
器指示用の気流データを得るため気流内へ突入され各種
の気流圧を検出するプローブに関する。
器指示用の気流データを得るため気流内へ突入され各種
の気流圧を検出するプローブに関する。
（従来の技術）
一般に航空機のパイロット用の計器表示に必要な各種の
気流データを測定するため、従来航空機の外壁から突出
するようプローブが装着される。
気流データを測定するため、従来航空機の外壁から突出
するようプローブが装着される。
プローブとしてはピトー管のようなもの、あるいは複数
の開口部を有し立続空機の所望位置に取付けられるもの
など多様なものが提案されている。
の開口部を有し立続空機の所望位置に取付けられるもの
など多様なものが提案されている。
例えば米国特許第３，３１８，１４６号には遷音速ある
いは超音速飛行機に用いられるグローブが開示される。
いは超音速飛行機に用いられるグローブが開示される。
このプローブはほぼ円筒形をなし、プローブの前端部が
半球状にされており、飛行機の片側部から巾方向へ延び
るよう取付けられる。同褌のプローブとして前端部が円
錐形若しくは弓形にされたものも提案されている。
半球状にされており、飛行機の片側部から巾方向へ延び
るよう取付けられる。同褌のプローブとして前端部が円
錐形若しくは弓形にされたものも提案されている。
また上記米国特許第３，３１８，１４６号に開示のプロ
ーブには、その中央の軸線上立前面部に全圧（ＦＴ）検
出用の１個の穴と、中心の軸線を中心とし９０度離間さ
れた４個の穴とが具備されている。
ーブには、その中央の軸線上立前面部に全圧（ＦＴ）検
出用の１個の穴と、中心の軸線を中心とし９０度離間さ
れた４個の穴とが具備されている。
第１の対の穴が中央垂直平面上、また第２の対の穴が中
央水平面上に夫々位置せしめられる。このプローブＣ二
おいて、各穴は夫々個別に導管に連結され、各導管は夫
々これに対応するセンサＣ二接続され、センナ自体は所
望の出力情報を与えるコンピュータに連係される。飛行
機が同一の高度で直進するときは、中央の軸線上の穴の
圧力は全圧であシ、飛行機の正常なピトー圧（よどみ圧
）に等しく、中央の軸線上の穴における圧力は飛行機の
高度により変化する。当該プローブでは中実軸から外れ
て穴を形成して迎え角（α）と横滑り角（β）を得てい
る。このプローブにより５つの測定圧、即ち迎え角、横
滑り角、全圧、静圧およびマツハ数が得られる。マツハ
数とは飛行機の速度と気流媒体中の音速との比であり、
米国特許第３，２１８゜１４６号のプローブの場合水平
面上において偏位された大間の平均圧を全圧で除算した
ものの函数である。各圧力とマツハ数との関係は次のよ
うになる。
央水平面上に夫々位置せしめられる。このプローブＣ二
おいて、各穴は夫々個別に導管に連結され、各導管は夫
々これに対応するセンサＣ二接続され、センナ自体は所
望の出力情報を与えるコンピュータに連係される。飛行
機が同一の高度で直進するときは、中央の軸線上の穴の
圧力は全圧であシ、飛行機の正常なピトー圧（よどみ圧
）に等しく、中央の軸線上の穴における圧力は飛行機の
高度により変化する。当該プローブでは中実軸から外れ
て穴を形成して迎え角（α）と横滑り角（β）を得てい
る。このプローブにより５つの測定圧、即ち迎え角、横
滑り角、全圧、静圧およびマツハ数が得られる。マツハ
数とは飛行機の速度と気流媒体中の音速との比であり、
米国特許第３，２１８゜１４６号のプローブの場合水平
面上において偏位された大間の平均圧を全圧で除算した
ものの函数である。各圧力とマツハ数との関係は次のよ
うになる。
亜音速の場合 ２シ／Ｐ、 ＝（１＋ Ｏ−２” ）
”°５ ・・・（１）超音速の場合 ’／Ｐ８＝ （Ｌ
２Ｍ”）”（シ（７Ｍ”−１））”°５・・・（２）
ここに、Ｍはマツハ数、ｈは全圧、ｂは静圧である。ｈ
とＭが既知数のとき烏は計算により求められ得る、即ち
静圧検出用の穴により独立して測定できる。
”°５ ・・・（１）超音速の場合 ’／Ｐ８＝ （Ｌ
２Ｍ”）”（シ（７Ｍ”−１））”°５・・・（２）
ここに、Ｍはマツハ数、ｈは全圧、ｂは静圧である。ｈ
とＭが既知数のとき烏は計算により求められ得る、即ち
静圧検出用の穴により独立して測定できる。
従来の他のプローブとしては、米国特許第４゜０９６
、７４４号および同第４，３７８，６９６号に開示され
るように、迎え角検出用の穴と連係する弓状の測定部が
具備され、且この迎え角検出用の穴自体は円筒状の後部
胴体のｖｇ２の円錐セグメントに設けられたものが提案
されている。
、７４４号および同第４，３７８，６９６号に開示され
るように、迎え角検出用の穴と連係する弓状の測定部が
具備され、且この迎え角検出用の穴自体は円筒状の後部
胴体のｖｇ２の円錐セグメントに設けられたものが提案
されている。
（発明が解決しようとする問題点）
上述の米国特許第３，３１８，１４６号に開示のプロー
ブでは、半球状に作成される点並びに確実に気流の角度
を検出できる点で優れているが、測定全圧が気流角の余
弦の二乗にはば比例して変化することになり、全圧が少
なくとも±２０度の気流角により実質的に影響を受けな
いようにする必要があって、測定に制約が加わる問題が
あった。一方米国特許第４，０９６，７４４号、同第４
，３７８，６９６号の構成では迎え角に対する差圧が迎
え角が小さい場合極めて弱くなる上、非線形となるため
予測あるいは演算が困難となる問題があった。
ブでは、半球状に作成される点並びに確実に気流の角度
を検出できる点で優れているが、測定全圧が気流角の余
弦の二乗にはば比例して変化することになり、全圧が少
なくとも±２０度の気流角により実質的に影響を受けな
いようにする必要があって、測定に制約が加わる問題が
あった。一方米国特許第４，０９６，７４４号、同第４
，３７８，６９６号の構成では迎え角に対する差圧が迎
え角が小さい場合極めて弱くなる上、非線形となるため
予測あるいは演算が困難となる問題があった。
しかして本発明の目的は、ピトー圧、静圧およびα、β
検出圧が好適に得られる気流データ検出用のプローブを
提供するにある。この場合と）−圧用の開口部のα寸法
が大きい反面β寸法が小さくなるように設定し、各種の
航空機の突出ブームに取付可能にし、β値が小さく測定
が困難である場合に胴体の側部Ｃ二も取付可能にする。
検出圧が好適に得られる気流データ検出用のプローブを
提供するにある。この場合と）−圧用の開口部のα寸法
が大きい反面β寸法が小さくなるように設定し、各種の
航空機の突出ブームに取付可能にし、β値が小さく測定
が困難である場合に胴体の側部Ｃ二も取付可能にする。
これによりα感度の極めて低いピトー圧に対し通常の５
個の検出用穴を具備させた半球状のピトープローブに比
べ高精度にし得、中央の軸線に対し対称の弓形のピトー
プローブと実質的に同一精度を持たせうる。−男手球面
を持たせる構成を採用してα圧およびβ圧の検出の信頼
度が高く、弓形のプローブに比し更に後方で得られる迎
え角によって左右される圧力に比べても高い検出効率を
有するように構成する。
個の検出用穴を具備させた半球状のピトープローブに比
べ高精度にし得、中央の軸線に対し対称の弓形のピトー
プローブと実質的に同一精度を持たせうる。−男手球面
を持たせる構成を採用してα圧およびβ圧の検出の信頼
度が高く、弓形のプローブに比し更に後方で得られる迎
え角によって左右される圧力に比べても高い検出効率を
有するように構成する。
且また本発明においては気流データを検出するプローブ
にあって、先端ノーズ部に設けられる全圧検出部と高感
度の迎え角検出部とを具備し、且胴部の下流位置に静圧
検出用の開口部が備えられ、航空機の前部胴体の側壁に
直角に取付可能Ｃ構成する。
にあって、先端ノーズ部に設けられる全圧検出部と高感
度の迎え角検出部とを具備し、且胴部の下流位置に静圧
検出用の開口部が備えられ、航空機の前部胴体の側壁に
直角に取付可能Ｃ構成する。
航空機において多くの場合迎え角の範囲はヨー角の範囲
の何倍にもなる。従ってプローブを飛行機の胴体の側部
に数付可能：二した場合、局部ヨー角は胴体により気流
が幽閉されるので、実際のヨー角の減衰函数となる。こ
のため胴体の側面（＝直角にプローブを取付けるとき、
局部ヨー角は極めて小さくなるため、ヨー角検出に使用
できず、ヨー角検出に格別の構成をとる必要がある問題
があった。
の何倍にもなる。従ってプローブを飛行機の胴体の側部
に数付可能：二した場合、局部ヨー角は胴体により気流
が幽閉されるので、実際のヨー角の減衰函数となる。こ
のため胴体の側面（＝直角にプローブを取付けるとき、
局部ヨー角は極めて小さくなるため、ヨー角検出に使用
できず、ヨー角検出に格別の構成をとる必要がある問題
があった。
通常全圧測定用の穴は中央の軸線に対し対称に設けられ
、迎え角およびヨー角の両方に対し不感の等しい範囲の
気流角を得ることになるが、全圧測定用の開口部は断面
が大きいと気流角を検出するプローブの後縁面上の圧力
分布が変化し易くなる問題もあった。
、迎え角およびヨー角の両方に対し不感の等しい範囲の
気流角を得ることになるが、全圧測定用の開口部は断面
が大きいと気流角を検出するプローブの後縁面上の圧力
分布が変化し易くなる問題もあった。
（問題点を解決するための手段）
本発明によればプローブを胴体の側部に取付け、全圧測
定用の開口部を非対称にし、この開口部のα（迎え角）
軸を大にし、β（ヨー角）軸を小にしてヨー角を検出可
能に設け、立食圧検出用の前端部に非対称で且垂直方向
に長手の中央開口部を設け、中央の軸線および中央開口
部から外倒立ノーズ部の曲面に沿って２対の開口部を具
備させると共に２対の開口部を垂直平面をまたぐよう設
け、且また一方Ｑ対の開口部を中央水平面の上側に、他
方の対の開口部を中央水平面の下側に夫々配置し、６対
の開口部をマニホルドを介し互いに連結して夫々１つの
圧力を検出可能に設けることによって上記の従来技術の
問題を解決する。
定用の開口部を非対称にし、この開口部のα（迎え角）
軸を大にし、β（ヨー角）軸を小にしてヨー角を検出可
能に設け、立食圧検出用の前端部に非対称で且垂直方向
に長手の中央開口部を設け、中央の軸線および中央開口
部から外倒立ノーズ部の曲面に沿って２対の開口部を具
備させると共に２対の開口部を垂直平面をまたぐよう設
け、且また一方Ｑ対の開口部を中央水平面の上側に、他
方の対の開口部を中央水平面の下側に夫々配置し、６対
の開口部をマニホルドを介し互いに連結して夫々１つの
圧力を検出可能に設けることによって上記の従来技術の
問題を解決する。
また本発明の好適な実施例においては、長手で円筒状の
胴部のノーズ端部が検出精度が良好で製造反復性の良い
任意の３次元形状にされる。
胴部のノーズ端部が検出精度が良好で製造反復性の良い
任意の３次元形状にされる。
（作用）
上述のよう（＝構成された本発明の気流データ検出用の
プローブによればα検出倍率が垂直平面をまたいで配設
される開口部間の離間距離が増加するに応じ淑少され、
ノーズ部を極めて高精度に半球状にしたとき、±４５度
の軸ストラドル（開口部が長手の軸線に対し、±４５度
をなすように配置される際の）α感度Ｑ倍率は、零スト
ラドル（単一の開口部が中央垂直平面上に位置する際の
）の倍率の５９Ｘになり、円筒状の後部胴体あるいは円
錐部に沿って開口部を設けたものの倍率よシ相当大にし
得、またノーズ部を半球状に構成するので前部の胴体の
境界層の影響を最小限にし得ることになる。
プローブによればα検出倍率が垂直平面をまたいで配設
される開口部間の離間距離が増加するに応じ淑少され、
ノーズ部を極めて高精度に半球状にしたとき、±４５度
の軸ストラドル（開口部が長手の軸線に対し、±４５度
をなすように配置される際の）α感度Ｑ倍率は、零スト
ラドル（単一の開口部が中央垂直平面上に位置する際の
）の倍率の５９Ｘになり、円筒状の後部胴体あるいは円
錐部に沿って開口部を設けたものの倍率よシ相当大にし
得、またノーズ部を半球状に構成するので前部の胴体の
境界層の影響を最小限にし得ることになる。
（実施例）
第１図および第２図を紗照する盈二、航空機Ｉの側部か
ら突出するよう装着された本発明による気流データ検出
用のプローブσαが示されている。この場合航空機■の
反対側部にも必要ならば予備の第２の気流データ検出用
のプローブ（１０１が装着され得る、即ち一対のプロー
ブ０■、αＵを装着可能である。
ら突出するよう装着された本発明による気流データ検出
用のプローブσαが示されている。この場合航空機■の
反対側部にも必要ならば予備の第２の気流データ検出用
のプローブ（１０１が装着され得る、即ち一対のプロー
ブ０■、αＵを装着可能である。
上記プローブαＧはその突出部α２を介し航空機の外壁
Ｃ二航空機の巾方向外側へ突出するよう装着される。こ
の突出部α２は流線形をなし流体流に対し前方且外向き
に延びる。プローブαａの円筒状の胴部■は、突出部α
２の外端部から前方へ延び互生球状のノーズ部＠を有す
る。ノーズ部のは航空機の飛行時：；気流に対し突出す
るように向けられている。航空機の飛行時には気流がプ
ローブαυ内を通過し、プローブＣＩＧを介し気流のデ
ータが測定され得る。
Ｃ二航空機の巾方向外側へ突出するよう装着される。こ
の突出部α２は流線形をなし流体流に対し前方且外向き
に延びる。プローブαａの円筒状の胴部■は、突出部α
２の外端部から前方へ延び互生球状のノーズ部＠を有す
る。ノーズ部のは航空機の飛行時：；気流に対し突出す
るように向けられている。航空機の飛行時には気流がプ
ローブαυ内を通過し、プローブＣＩＧを介し気流のデ
ータが測定され得る。
第２図に示すように、プローブａαにはピトー圧即ち全
圧を測定するための中央開口部＠と迎え角αを測定する
た〆・・）複数の穴Ｑ６１とが具備され得る。
圧を測定するための中央開口部＠と迎え角αを測定する
た〆・・）複数の穴Ｑ６１とが具備され得る。
別ζ：複数の穴（至）が胴部一の後方且円局方向におい
て互いに離間して設けられている。穴（至）は静圧を測
定するためのものであシ、マニホルドを介し連係されて
静圧Ｐ８が測定される。
て互いに離間して設けられている。穴（至）は静圧を測
定するためのものであシ、マニホルドを介し連係されて
静圧Ｐ８が測定される。
第３図および第４図に詳示するようＣ二、中央開口部Ｃ
ヲは垂直方向に拡大され、且プローブａＯの胴部の中央
の軸線（至）に対し対称に形成される。軸線圓に沿って
延設された第１の導管国が中央開口部（２七と連通され
、一方、第２．第３の導管（ロ）、＠が第１の導管（３
２の両側部において第１の導管Ｇ２５に沿い且軸線ｑか
ら偏位されて延設され対をなす穴ｃ２ｅ。
ヲは垂直方向に拡大され、且プローブａＯの胴部の中央
の軸線（至）に対し対称に形成される。軸線圓に沿って
延設された第１の導管国が中央開口部（２七と連通され
、一方、第２．第３の導管（ロ）、＠が第１の導管（３
２の両側部において第１の導管Ｇ２５に沿い且軸線ｑか
ら偏位されて延設され対をなす穴ｃ２ｅ。
罰と連通される。且中央開口部＠は断面がほぼ扇形をな
すように成形される、即ち中央開口部（２）の軸線に対
し両側は互いに小角をなすと共に開口部から後方に向か
うに応じ次第に収束されるよう（：設けられ、また各側
の終端部は夫々彎曲面として設けられる。この場合軸線
（至）に対し夫々約３０度をなしており、上側および下
側の終端部は約６０度の開き角度をなす。中央チャンバ
（４２が中央開口部ｒ２（イ）の内側端部に位置するよ
うに設けられ、中央導管６２１に連通される。
すように成形される、即ち中央開口部（２）の軸線に対
し両側は互いに小角をなすと共に開口部から後方に向か
うに応じ次第に収束されるよう（：設けられ、また各側
の終端部は夫々彎曲面として設けられる。この場合軸線
（至）に対し夫々約３０度をなしており、上側および下
側の終端部は約６０度の開き角度をなす。中央チャンバ
（４２が中央開口部ｒ２（イ）の内側端部に位置するよ
うに設けられ、中央導管６２１に連通される。
また上側の一対の穴（至）と４ｗ（３４１との間に、並
びに下側の一対の穴（５）と導管（ト）との間に夫々延
びるように一対の上部および下部の導管θ４） 、 （
４１１Ｔｈが形成されており、導管（４４） 、 （４
６１はプローブの胴部ａαの垂直な中央平面に対し約４
ｓＦＩＷ４ｆｉ＋されて半径方向へ延びている。一対の
上部導管（４４）は上部導管（ロ）を介し連通され、同
株に一対の下部導管−は下部導管（至）を介し連通され
る。
びに下側の一対の穴（５）と導管（ト）との間に夫々延
びるように一対の上部および下部の導管θ４） 、 （
４１１Ｔｈが形成されており、導管（４４） 、 （４
６１はプローブの胴部ａαの垂直な中央平面に対し約４
ｓＦＩＷ４ｆｉ＋されて半径方向へ延びている。一対の
上部導管（４４）は上部導管（ロ）を介し連通され、同
株に一対の下部導管−は下部導管（至）を介し連通され
る。
本発明の一実施態様によれば、円筒状のＰ１部翰の直径
が０．７５インチ（約１．９１Ｇ％）にされ、半球状の
ノーズ部＠の半径が０．３７５インチ（約０．９５３烏
）にされる。静圧測定用の穴（支）はプローブααの前
面における横断面から５インチ（約１２．７０Ｂ）後方
の位置において共通の面上に設けられる。中央チャンバ
（６）の直径は０．１５インチ（約０．３８１）ｌ）に
、また中央導管一の直径は０．０６２５インチ（約０．
１５８８遍）にされる。且中央開口部＠の幅即ち両側面
關間の距離は０．１５インチ（約ｏ、３ｓｏ）にされ、
プローブαυの前面から中央チャンバ（４２１の後端部
までの距離は０．５インチ（約１．３ＧＩ）にされる。
が０．７５インチ（約１．９１Ｇ％）にされ、半球状の
ノーズ部＠の半径が０．３７５インチ（約０．９５３烏
）にされる。静圧測定用の穴（支）はプローブααの前
面における横断面から５インチ（約１２．７０Ｂ）後方
の位置において共通の面上に設けられる。中央チャンバ
（６）の直径は０．１５インチ（約０．３８１）ｌ）に
、また中央導管一の直径は０．０６２５インチ（約０．
１５８８遍）にされる。且中央開口部＠の幅即ち両側面
關間の距離は０．１５インチ（約ｏ、３ｓｏ）にされ、
プローブαυの前面から中央チャンバ（４２１の後端部
までの距離は０．５インチ（約１．３ＧＩ）にされる。
迎え角αの測定用の穴として穴Ｃ２６ｋ） 、 （ＩＢ
） 、 （２７Ａ） 、 （２７Ｂ）が設けられ、各穴
の直径は０．０６２５インチ（約０．１５８８０１）に
され夫々の穴と連通ずる導管ααの直径と同一にされる
ことが好ましいが、若干異なる寸法にすることもできる
。一方中央開口部ｃ！４）の垂直寸法は０．４９フイン
チ（約１．２６２ ｃｍ ）にされる。静圧りの測定用
の穴（至）は胴部（２）の垂直中央平面から円周方向に
３６度の角度を置いて設ける。また各人（至）を含む共
通の平面は突出ｓａｚの終端点Ａから前方へ２インチ（
約５．１（ＩＩ）置いた個所に設けられる（第２図参照
）。胴部（２）の内縁部から突出部（１２へ向って延び
る突出部（１２１の長手方向の寸法（即ち第２図の点Ａ
、Ｂ間の距離）は４インチ（約１０．２０１）に、また
航空機の外壁と接合する突出部α２の内縁部からプロー
ブαωの中央の軸線（７）までの寸法も４インチ（約１
０．２ｍ）にされる。各測定用の穴から厄びる導管は、
プローブααおよび突出部を貫通し且飛行機の外壁を貫
通して飛行機内の管を軽液換器へ連通され、変換器は各
穴からの流体圧に応じた信号を発生し、この信号は計器
で直接表示され得、また飛行機内のコンピュータで処理
され得る。一実施態様として上述した各部の寸法は単に
一例に過ぎず、用途に応し適宜に変更しうろことは理解
されよう。
） 、 （２７Ａ） 、 （２７Ｂ）が設けられ、各穴
の直径は０．０６２５インチ（約０．１５８８０１）に
され夫々の穴と連通ずる導管ααの直径と同一にされる
ことが好ましいが、若干異なる寸法にすることもできる
。一方中央開口部ｃ！４）の垂直寸法は０．４９フイン
チ（約１．２６２ ｃｍ ）にされる。静圧りの測定用
の穴（至）は胴部（２）の垂直中央平面から円周方向に
３６度の角度を置いて設ける。また各人（至）を含む共
通の平面は突出ｓａｚの終端点Ａから前方へ２インチ（
約５．１（ＩＩ）置いた個所に設けられる（第２図参照
）。胴部（２）の内縁部から突出部（１２へ向って延び
る突出部（１２１の長手方向の寸法（即ち第２図の点Ａ
、Ｂ間の距離）は４インチ（約１０．２０１）に、また
航空機の外壁と接合する突出部α２の内縁部からプロー
ブαωの中央の軸線（７）までの寸法も４インチ（約１
０．２ｍ）にされる。各測定用の穴から厄びる導管は、
プローブααおよび突出部を貫通し且飛行機の外壁を貫
通して飛行機内の管を軽液換器へ連通され、変換器は各
穴からの流体圧に応じた信号を発生し、この信号は計器
で直接表示され得、また飛行機内のコンピュータで処理
され得る。一実施態様として上述した各部の寸法は単に
一例に過ぎず、用途に応し適宜に変更しうろことは理解
されよう。
本発明の上記の実施例による気流データ検出用のプロー
ブは周知の気流データ検出プローブに比べ性能が優れる
、即ち正確に全圧、静圧および迎え角のデータを得るこ
とができる。特に本発明においては中央開口部（２４の
位置および構成に基づき、プローブａαのノーズ部のに
おける測定用穴が中央の軸線■に対し適宜偏位して設け
られ得る。迎え角測定用の穴（至）を中央の軸線に対し
偏位させ、β領域（ここでは通常ヨー角が測定される）
内へ移動することにより、全圧測定用の中央開口部から
漏れる気流から得られる迎え角α信号の精度が向上され
る。この場合α圧信号測定用の穴−〇を零角である軸線
から離間させると共に、この穴を封缶１ニマニホルドを
介し連通せしめ、当該一対の穴により一のα圧が測定さ
れる。仮にα圧信号測定用の穴（至）が零角である軸線
上に配置されれば、α検出圧のβ感度が半分に低減され
不都合であることは判明している。
ブは周知の気流データ検出プローブに比べ性能が優れる
、即ち正確に全圧、静圧および迎え角のデータを得るこ
とができる。特に本発明においては中央開口部（２４の
位置および構成に基づき、プローブａαのノーズ部のに
おける測定用穴が中央の軸線■に対し適宜偏位して設け
られ得る。迎え角測定用の穴（至）を中央の軸線に対し
偏位させ、β領域（ここでは通常ヨー角が測定される）
内へ移動することにより、全圧測定用の中央開口部から
漏れる気流から得られる迎え角α信号の精度が向上され
る。この場合α圧信号測定用の穴−〇を零角である軸線
から離間させると共に、この穴を封缶１ニマニホルドを
介し連通せしめ、当該一対の穴により一のα圧が測定さ
れる。仮にα圧信号測定用の穴（至）が零角である軸線
上に配置されれば、α検出圧のβ感度が半分に低減され
不都合であることは判明している。
第５図および第６図は、本発明によるプローブααと米
国特許第３，３１８，１４６号、第４，３７８，６９６
号によるプローブとの性能比較例を示す。第５図には、
α感度ΔＰα／Ｐ、が迎え角αの函数として示される。
国特許第３，３１８，１４６号、第４，３７８，６９６
号によるプローブとの性能比較例を示す。第５図には、
α感度ΔＰα／Ｐ、が迎え角αの函数として示される。
図示のデータ曲線はマツハ数０．４の気流速で、風胴テ
ストにより得たものである。この場合曲線Ａ、Ｂ、Ｃは
夫々米国特許第３，３１８，１４６号のセンナ、米国特
許第４，３７８，６９６号の静圧管、並びに本発明のプ
ローブによる測定値である。第５図から明らかなように
曲線Ｃは他の曲線Ａ、Ｂのいずれより全体として直線に
近くなり、α感度は特に迎え角αが大きい部分では測定
変化が小さくなる。
ストにより得たものである。この場合曲線Ａ、Ｂ、Ｃは
夫々米国特許第３，３１８，１４６号のセンナ、米国特
許第４，３７８，６９６号の静圧管、並びに本発明のプ
ローブによる測定値である。第５図から明らかなように
曲線Ｃは他の曲線Ａ、Ｂのいずれより全体として直線に
近くなり、α感度は特に迎え角αが大きい部分では測定
変化が小さくなる。
第６図には全圧誤差ＦＴＩＩ −Ｐｖ′Ｐｔ−Ｐｇが迎
え角αの函数として示され、ここでＰ！は全圧、Ｐｈは
ｈの実測値である。第５図の場合と同様に曲線Ａ。
え角αの函数として示され、ここでＰ！は全圧、Ｐｈは
ｈの実測値である。第５図の場合と同様に曲線Ａ。
Ｂ、Ｃは夫々米国特許第３，３１８，１４６号、米国特
許第４，３７８，６９６号並びに本発明によるものであ
る。第６図から明らかなように、全圧誤差の測定に関し
本発明のプローブの性能は米国特許第４゜３７８ 、６
９６号の、断面が円錐のプローブと実質的に同一である
が、米国特許第３，３１８，１４６号の半球状の円筒の
プローブに比べ極めて優れていることが判明している。
許第４，３７８，６９６号並びに本発明によるものであ
る。第６図から明らかなように、全圧誤差の測定に関し
本発明のプローブの性能は米国特許第４゜３７８ 、６
９６号の、断面が円錐のプローブと実質的に同一である
が、米国特許第３，３１８，１４６号の半球状の円筒の
プローブに比べ極めて優れていることが判明している。
このように本発明によれば、各種の圧力測定用の穴の構
成、形状および位置が好適に与えられていて、優れた測
定結果が得られる。また本発明のプローブは極めて小さ
く、且流線形にされていて飛行中気流による抗力あるい
は亀裂を招来することも実質的にない。全圧測定用の穴
、大きな迎え角あるいは小さなヨー角に対し比較的影響
を受けず、且迎え角測定用の偏位された穴はヨー角に対
し比較的影響な受けないから高精度の検出を実行できる
。従って本発明のプローブは信頼性が高く保守上の問題
も比較的少ない。
成、形状および位置が好適に与えられていて、優れた測
定結果が得られる。また本発明のプローブは極めて小さ
く、且流線形にされていて飛行中気流による抗力あるい
は亀裂を招来することも実質的にない。全圧測定用の穴
、大きな迎え角あるいは小さなヨー角に対し比較的影響
を受けず、且迎え角測定用の偏位された穴はヨー角に対
し比較的影響な受けないから高精度の検出を実行できる
。従って本発明のプローブは信頼性が高く保守上の問題
も比較的少ない。
上述した本ＷＡｔ二よる図示のプローブは飛行機の側壁
に取付けることが好適であるが、取付位置は別の個所で
もよい。即ち本発明のプローブは主部が円筒状に形成さ
れると共にノーズ部が半球に設けられているので、飛行
機の前方へ延びるブームに容易に取付けられ得る。また
本発明のプローブの各人あるいは開口部が対称に構成さ
れているのでブーム上に容易に取付けたときも、機能は
飛行機の側壁に取付けた場合と実質的に同一である。
に取付けることが好適であるが、取付位置は別の個所で
もよい。即ち本発明のプローブは主部が円筒状に形成さ
れると共にノーズ部が半球に設けられているので、飛行
機の前方へ延びるブームに容易に取付けられ得る。また
本発明のプローブの各人あるいは開口部が対称に構成さ
れているのでブーム上に容易に取付けたときも、機能は
飛行機の側壁に取付けた場合と実質的に同一である。
本発明は図示の実施例に限定されるものではなく、特許
請求の範囲の技術的思想も；含まれる投計変更を包有す
ることは理解されよう。
請求の範囲の技術的思想も；含まれる投計変更を包有す
ることは理解されよう。
（発明の効果）
上述のように構成された本発明の気流データ検出用のプ
ローブによれば、全圧、静圧、迎え角のデータを高精度
Ｃ二得ることができ、延いては航空機に正確な情報を与
え得るから、この面において航空機の信頼性を向上し得
る等の顕著な効果を達成できる。
ローブによれば、全圧、静圧、迎え角のデータを高精度
Ｃ二得ることができ、延いては航空機に正確な情報を与
え得るから、この面において航空機の信頼性を向上し得
る等の顕著な効果を達成できる。
第１図は本発明による気流データ検出用のプローブの、
飛行機に対する装着状態を示す簡略説明図、第２図は本
発明によるプローブの平面図、第３図および第３Ａ図は
同正面図、第４図は同部分拡大断面図、第５図および第
６図は本発明と従来のプローブの性能を比較するグラフ
である。
飛行機に対する装着状態を示す簡略説明図、第２図は本
発明によるプローブの平面図、第３図および第３Ａ図は
同正面図、第４図は同部分拡大断面図、第５図および第
６図は本発明と従来のプローブの性能を比較するグラフ
である。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、実質的に円筒状の胴部と、胴部の前端部の近傍に外
壁を有する丸いノーズ部と、ノーズ部の外壁に中央の軸
線に対し所定の方向に延びる全圧検出用の第１の開口部
と、ノーズ部に第１の開口部並びに中央の軸線に対して
配設され、対毎に連通され迎え角を示す圧力を検出する
複数の第２の開口部と、胴部内且ノーズ部の後部に配設
される静圧検出用の少なくとも一の開口部と、各開口部
と連結され測定圧信号をデータ処理部へ送る複数の導管
とを備えた航空機の気流データ検出用のプローブ。 ２、第１の開口部は中央の軸線を通る垂直面方向に延び
垂直断面が実質的に扇形である特許請求の範囲第１項記
載のプローブ。 ３、第１の開口部の上部並びに下部の境界壁の終端が中
央チャンバであり、中央チャンバは中央の軸線に沿つて
延びる導管と連通されてなる特許請求の範囲第２項記載
のプローブ。 ４、第１の開口部の側壁が非平行で、第１の開口部の上
部および下部境界壁間の幅に比し小さく離間されてなる
特許請求の範囲第３項記載のプローブ。 ５、非平行の側壁が中央チャンバへ向うに応じ収束され
るように設けられてなる特許請求の範囲第４項記載のプ
ローブ。 ６、第２の開口部はノーズ部に対し対称に配設され且第
１の開口部から離間されてなる特許請求の範囲第１項記
載のプローブ。 ７、第２の開口部は対毎にマニホルドを介し連結され、
中央水平面より上側の一対の第２の開口部が中央の軸線
を通る垂直面に対し離間されてなる特許請求の範囲第６
項記載のプローブ。 ８、各対の第２の開口部が中央の軸線を通る垂直面の両
側に位置するように配設されてなる特許請求の範囲第７
項記載のプローブ。 ９、第２の開口部が中央の軸線を通る垂直面の両側且中
央水平面の上側に配設された一対の上部開口部と中央の
軸線を通る垂直面の両側且中央水平面の下側に配設され
た一対の下部開口部とを包有してなる特許請求の範囲第
８項記載のプローブ。 １０、ノーズ部から後部の胴部に、横断面上に対称に離
間されて配設される複数の第３の開口部を備え、第３の
開口部がマニホルドを介し連結されて静圧を測定可能に
設けられてなる特許請求の範囲第１項記載のプローブ。 １１、ノーズ部の外面が実質的に丸く平滑な曲面にされ
てなる特許請求の範囲第１項記載のプローブ。 １２、ノーズ部の外面が半球状である特許請求の範囲第
１１項記載のプローブ。 １３、円筒状の胴部の後部に付設され、且航空機取付用
の突出部を備えてなる特許請求の範囲第１項記載のプロ
ーブ。 １４、突出部は航空機の胴体の側部に取付可能に設けら
れてなる特許請求の範囲第１３項記載のプローブ。 １５、実質的に円筒状のハウジングの前端部に設けた長
手の中央開口部により全圧を検出し、中央開口部の一方
の側部且中央の軸を通る中央水平面の上側に中央の軸線
から外して設けた第１の対の前部開口部により第１の迎
え角を検出し、ハウジングの後部の外周部に設けた複数
の側部開口部により静圧を検出してなることを特徴とす
る航空機の気流データ検出用のプローブの使用方法。 １６、中央開口部の他方の側部且中央の軸線を通る中央
水平面の下側に中央の軸線から外して設けた第２の対の
前部開口部により第２の迎え角を検出してなる特許請求
の範囲第１５項記載の方法。 １７、垂直方向に長手に延び両側面が非平行で且互いに
近接離間された中央開口部により全圧を検出してなる特
許請求の範囲第１６項記載の方法。 １８、中央の軸線の周囲に実質的に等間隔を置いて離間
させ且中央開口部に対して変位せしめて設けられた各対
の前部開口部により迎え角を検出してなる特許請求の範
囲第１７項記載の方法。 １９、各対の前部開口部が中央開口部の両側に配設され
且対毎にマニホルドを介し連結された各対の前部開口部
により迎え角を検出してなる特許請求の範囲第１７項記
載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US815406 | 1985-12-31 | ||
| US06/815,406 US4718273A (en) | 1985-12-31 | 1985-12-31 | Combination alpha, static and total pressure probe |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62159023A true JPS62159023A (ja) | 1987-07-15 |
Family
ID=25217705
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| JP61316065A Pending JPS62159023A (ja) | 1985-12-31 | 1986-12-26 | 気流デ−タ検出用のプロ−ブ |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4718273A (ja) |
| EP (1) | EP0229534A3 (ja) |
| JP (1) | JPS62159023A (ja) |
| IL (1) | IL81121A (ja) |
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| CN111157759A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-05-15 | 太原航空仪表有限公司 | 一种固定压差式攻角传感器及使用方法 |
| CN111157759B (zh) * | 2019-12-24 | 2022-11-04 | 太原航空仪表有限公司 | 一种固定压差式攻角传感器及使用方法 |
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| Publication number | Publication date |
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| EP0229534A3 (en) | 1989-10-25 |
| IL81121A (en) | 1989-08-15 |
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| EP0229534A2 (en) | 1987-07-22 |
| US4718273A (en) | 1988-01-12 |
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