JPS62500318A - 空気流測定装置 - 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】 空気特性測定装置 技術分野 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。

背景技術 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ｆ］けられている。

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 ては殿械的な測定にＪ：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。

発明の開示 本発明による装置は、入射角αの改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１直αは以Ｆの２つの独立した測定からめられる。

すなわら、支持体に対する流線形素子の配向αｍの機械的手段ににる測定と、流 れ中にＪ３け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はめられ、その場合に、頁の入射角は関係式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をめる空圧手段は、可動補助画の前縁部に互いに対称に配 置された２つの）［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１（ｌられる。

図面の簡単な説明 １図は装置の全体図、第２図はそれぞれ入射角を測定づ−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。

発明を実施するための最良の形態 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づ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履形状 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＝（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。

補助翼１に対する空気力学的入射角αａは、補助（２）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。

空気力学的入用角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］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αａに相当する圧力検出器４．５間の差圧ｐ［にα ａ１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Ｐ下と共通回路 ６０に接続された圧力検出器６及び６′から１ｒ７られる静圧を受け取る。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αａ１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後、角 度エンコーダー１７からの信号αｍを受け取る電子式加算機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。

国際調査報告 ＡＮＮＥＸ　Ｔｏ　Ｔ！（Ｅ　ＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬ　５ＥＡＲＣＨＲＥ ：’ＯＲＴ　ＯＮ

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. （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空気 特性測定装置。
2. （２）流線形要素が、支持体２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ピックアップ３に結合された補助翼１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. （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の間に存在する差圧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. （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。