KR20220066902A - 압력 변환기가 통합되어 있는 베인을 가진 항공기 기류 센서 - Google Patents

압력 변환기가 통합되어 있는 베인을 가진 항공기 기류 센서 Download PDF

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로버트 모리치
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에어로소닉 엘엘씨
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Abstract

항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성된 베인 어셈블리, 베인 어셈블리에 배열된 적어도 하나의 포트 및 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하도록 구성된 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기를 포함하는 항공기 기류 센서. 적어도 하나의 변환기는 적어도 하나의 포트와 유체 연통함. 항공기 기류 센서는 또한 베인 어셈블리를 회전 가능하게 유지하고 베인 어셈블리의 회전 운동을 허용하도록 구성된 샤프트를 포함한다.

Description

압력 변환기가 통합되어 있는 베인을 가진 항공기 기류 센서
본 출원은 2019년 9월 26일에 출원된 미국 가출원 번호 62/906,388의 이익을 주장하며, 이는 마치 본 명세서에 완전히 설명된 것처럼 모든 목적을 위해 그 전체가 참조로 본 명세서에 포함된다.
본 개시는 압력 변환기가 통합되어 있는 베인(vane)을 가진 항공기 기류 센서에 관한 것이다. 추가적으로, 본 개시는 압력 변환기가 통합되어 있는 베인을 가진 항공기 기류 센서를 실시하는 방법에 관한 것이다.
추가적으로, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 압력 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서를 구현하는 방법에 관한 것이다. 추가적으로, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 압력 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서에 관한 것이다.
더욱이, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 전체 압력(total pressure) 및/또는 정압(static pressure) 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서를 구현하는 방법에 관한 것이다. 추가적으로, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 전체 압력 및/또는 정압 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서에 관한 것이다.
추가적으로, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 전체 압력 및/또는 정압 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서를 구현하는 방법에 더 관한 것이며, 이에 의해 내측 메인 하우징 어셈블리로부터 공압을 제거하고 라인 교체 가능한 베인-변환기 어셈블리를 허용한다. 추가적으로, 본 개시는 어셈블리의 외측 부분 내에 전체 압력 및/또는 정압 변환기를 포함하는 회전하는 베인 어셈블리를 갖는 항공기 다기능 공기 데이터 센서에 더 관한 것이며, 이에 의해 내측 메인 하우징 어셈블리로부터 공압을 제거하고 라인 교체 가능한 베인-변환기 어셈블리를 허용한다.
일반적인 구현에서, 항공기 기류 센서는 베인으로 국부 기류의 방향을 감지하여 압력 변환기 및/또는 받음각(AOA)으로 압력을 측정한다. 특히, 항공기 기류 센서는 압력을 측정하기 위해 압력 변환기에 연결된 다수의 포트를 포함한다. 하나 이상의 포트는 일반적으로 베인에 배열된다. 베인은 일반적으로 국부 기류에 반응하여 샤프트 상에서 회전하고 항공기 기류 센서는 베인의 각위치를 측정한다.
일반적인 구현에서, 항공기 기류 센서는 항공기의 동체에 장착되고 항공기 동체를 통해 부분적으로 연장된다. 다양한 변환기, 센서, 전자 장치 등은 일반적으로 항공기 동체에 배열된 항공기 기류 센서의 내부 부분 내에 배열된다. 또한, 항공기 기류 센서는 항공기 동체 외부에 배열된 베인, 압력 포트 등을 포함한다. 특히, 하나 이상의 압력 포트가 베인에 배열될 수 있다.
보다 구체적으로, 베인의 항공기 동체 외부에 배열된 다수의 압력 포트는 항공기 동체에 배열된 항공기 기류 센서의 내부 부분 내에 위치한 다수의 압력 변환기 또는 독립된 항공기 공기 데이터 컴퓨터에 연결될 필요가 있다. 따라서, 항공기 기류 센서는 압력 포트를 압력 변환기에 연결하는 도관 또는 매니폴드를 포함한다. 이와 관련하여 압력 포트는 침강실(settling chamber) 내에서 측정될 압력을 수집한다. 침강실은 도관을 통할 뿐만 아니라 베인의 샤프트를 통해 또는 이를 따라 항공기 동체 안으로 항공기 기류 센서의 내부 부분에 공압으로 배관된다. 항공기 기류 센서의 내부 부분 내에서, 압력 변환기는 예를 들어 그것의 압력 측정을 통해 수집된 압력을 감지하도록 배열되고 구성된다.
이와 관련하여, 도관의 구조는 베인 내의 센서 포트의 위치에 의해 복잡하게 된다. 또한 베인이 국부 기류를 기반으로 회전하므로 도관은 도관을 통해 공기를 압력 변환기로 계속 보내면서 베인 회전을 허용하도록 구성되어야 한다.
이 구조는 베인에 배열된 센서 포트들 사이의 도관의 복잡하고 공기 밀착 연결, 라우팅 등 및 항공기 기류 센서의 내부 부분 내에 배열된 압력 변환기 및 그 사이의 모든 기계적 인터페이스를 요구한다. 특히 도관은 일반적으로 베인의 회전을 허용하는 샤프트 내에 또는 인접하여 부분적으로 배열된다. 이 복잡한 구조는 설계 및 제조 관점에서 더 많은 비용이 들며, 각 변환기에 대해 다중 누설 경로 및 고장 지점을 생성하고, 항공기의 에비오닉스 베이에 장착하기 위한 내부 부피 요구사항을 증가시키고, 수리 옵션, 수정 옵션 및 교체 옵션 등을 제한한다.
따라서, 더 쉬운 수리 옵션, 더 큰 수정 옵션, 더 큰 교체 옵션 등을 허용하는 덜 복잡한 구성으로 구조화, 배열, 구성되는 압력 변환기의 항공기 기류 센서 구현이 요구된다.
일 양태에서 압력 변환기가 통합되어 있는 베인을 가진 항공기 기류 센서를 위한 디바이스 및 방법이 제공되는 본 개시에 의해 전술한 요구가 크게 충족된다.
항공기 기류 센서는 항공기 전방 동체 및 비행 영역에 의해 결정되는 장착 위치에서 국부 흐름 조건에 의해 필요한 일반적인 형상에 적어도 부분적으로 기초한 혁신적인 모듈식 설계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 항공기 기류 센서는 선행 기술 디바이스와 비교하여 추가 크기를 포함할 수 있다. 그러나 이 추가 크기는 피토 정확도, 정압 반복성 등을 비롯한 여러 개선 사항을 허용한다. 또한, 이 추가 크기는 조립, 유지보수 등을 더 쉽게/더 적은 비용으로 허용한다. 추가적으로, 본 개시의 다양한 특징은 본 명세서에 추가로 설명되는 바와 같이 미래의 설계와의 모듈성을 허용한다.
다른 혁신적인 양태는 압력 변환기가 베인 내부로 이동되어 이전 디바이스와 비교하여 공압 복잡성이 감소하고 전기 신호만 베인에서 항공기 안으로 그리고 ADC(아날로그-디지털 변환기)와 같은 항공기 기류 센서의 내부 부분으로 전달될 수 있다는 것이다. 이는 조립을 막대하게 단순화하고 항공기 기류 센서를 완전히 분해하지 않고 베인의 제거 및 교체를 허용한다. 다른 흥미로운 이점은 개시된 구성이 ADC 및 다른 부품이 항상 동일할 수 있지만 베인 및 상응하는 균형추는 상호 교환 가능한 상이한 항공기 간의 모듈성을 허용한다는 것이다.
이와 관련하여, 최대 경계층 높이, 최대 전력 가용성, 중량 허용량, 필요한 정압 보상 등의 특정 항공기 특성에 기초하여, 본 개시의 베인은 단일 설치 아키텍처를 유지하면서 성능을 최적화하도록 맞춤화될 수 있다. 외측 높이가 감소하면 습윤 면적이 줄어들어 필요한 방빙력이 감소하고(집중 계수가 변경되지 않는다고 가정) 그에 따라 무게가 감소한다. 그리고 베인 무게의 감소는 베인 평형추 또는 베인 균형추로부터 상응하는 양의 무게가 제거되기 때문에 LRU(라인 교체 가능 유닛) 무게에 대해 두 배로 계산된다.
항공기 기류 센서는 히터를 더 포함할 수 있다. 일부 양태에서 히터는 히터 고장의 경우 저전류, 고신뢰성 협동 가열 구현에서 공칭 전류, 단일 채널 가열 구현으로 전환하는 이중 중복(dual redundant)일 수 있다. 항공기, 조종사, 중앙 유지 관리 시스템, 비행 관리 시스템 등은 히터가 고장 났고 유지 관리 조치가 필요하다는 통지를 받을 수 있지만 베인은 여전히 적어도 부분적으로 작동하며 따라서 하나의 가열 채널만 작동하더라도 결빙 조건에서 비행하도록 인증된다.
하나의 일반적인 양태는 항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성된 베인 어셈블리, 베인 어셈블리에 배열된 적어도 하나의 포트, 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하도록 구성된 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기 - 적어도 하나의 변환기는 적어도 하나의 포트와 유체 연통함 - 를 포함하는 항공기 기류 센서를 포함한다. 항공기 기류 센서는 또한 베인 어셈블리의 회전 운동 및 국부 기류와의 정렬을 허용하도록 구성된 샤프트를 포함한다.
하나의 일반적인 양태는 베인 어셈블리로 항공기 외부의 국부 기류 방향을 감지하는 단계, 베인 어셈블리에 적어도 하나의 포트를 배열하는 단계, 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기로 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하는 단계 - 적어도 하나의 변환기는 적어도 하나의 포트와 유체 연통함 - 을 포함하는 항공기 기류 센서를 구현하는 방법을 포함한다. 구현 방법은 또한 샤프트로 베인 어셈블리를 회전 가능하게 유지하고 베인 어셈블리의 회전 운동을 허용하는 단계를 포함한다.
따라서 본 개시의 상세한 설명을 더 잘 이해하고 본 개시의 기술분야에 대한 현재의 기여가 더 잘 인식될 수 있도록 본 개시의 특정 양태는, 다소 광범위하게, 개략적으로 설명되었다. 물론, 본 개시의 추가적인 양태는 후술되고, 본 명세서에 첨부된 청구범위의 특허 대상을 형성한다.
이와 관련하여, 본 개시의 적어도 일 양태를 상세히 설명하기 전에, 본 개시는 구성의 세부사항 및 하기 설명에 기재되거나 도면에 도시된 구성요소의 배열에 대한 적용으로 제한되지 않음을 이해하여야 한다. 본 개시는 설명된 사항 외에 다양한 방식으로 실시되고 수행될 수 있는 양태가 가능하다. 또한, 요약서 뿐만 아니라 본 명세서에서 사용된 어구 및 용어는 설명의 목적을 위한 것이며 제한하는 것으로 간주되어서는 안된다는 것을 이해하여야 한다.
이와 같이, 당업자는 본 개시의 기초가 되는 개념이 본 개시의 여러 목적을 수행하기 위한 다른 구조, 방법 및 시스템의 설계를 위한 기초로서 쉽게 활용할 수 있음을 인식할 것이다. 따라서, 청구범위가 본 개시의 진의 및 범위를 벗어나지 않는 한 그러한 균등 구성을 포함하는 것으로 간주되는 것이 중요하다.
도 1은 본 개시에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 2는 전체 압력 인렛(inlet) 및 드레인 홀의 특징을 보여주기 위해 확대된 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 3은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 단면 평면도를 도시한다.
도 4는 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 내부 투시 평면도를 도시한다.
도 5는 변환기 매니폴드의 특징을 보여주기 위해 확대된 도 3에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 단면 평면도를 도시한다.
도 6은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 개략도를 도시한다.
도 7은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 추가 개략도를 도시한다.
도 8은 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 9는 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 10은 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 11은 본 개시에 따른 항공기 기류 센서 프로브를 구현하기 위한 방법을 도시한다.
본 개시는 이제 도면을 참조하여 설명될 것이며, 유사한 참조 번호는 전반적으로 유사한 부분을 지칭한다. 본 개시의 양태는 통합된 압력 변환기를 구비하는 항공기 기류 센서를 유리하게 제공한다.
도 1은 본 개시에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
특히, 도 1은 다양한 기류 특성의 측정을 위해 항공기에 장착되도록 구성된 항공기 기류 센서(100)를 도시한다. 항공기 기류 센서(100)는 국부 기류의 각 방향을 감지하기 위해 항공기 스킨(48)에 대체로 수직으로 연장되는 베인 어셈블리(53)를 포함할 수 있다. 국부 기류의 방향은 대체로 항공기 스킨(48)을 따른다. 일 양태에서, 베인 어셈블리(53)는 대부분의 항공기 운항 동안 국부 기류와 계속해서 정렬된 상태를 유지하기 위해 축(90)을 중심으로 회전할 수 있다. 축(90)은 항공기 스킨(48)에 대해 대체로 90°이다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 전방 동체 장착 센서일 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 전기적으로 방빙될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 베인형이고, 전방 동체 장착되며, 전기적으로 방빙인 센서일 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 피토 인렛(40)을 더 포함할 수 있고, 피토 인렛(40)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지 또는 전면(前面)(42)을 따라 배열될 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 피토 인렛(40)은 베인 어셈블리(53)의 다른 위치에 배열될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 피토 인렛(40)과 관련될 수 있는 2차 포트(52)를 더 포함할 수 있다. 일 양태에서, 2차 포트(52)는 베인 어셈블리(53)의 윗면(46)을 따라 배열될 수 있다. 일 양태에서, 2차 포트(52)는 베인 어셈블리(53)의 아랫면(54)을 따라 배열될 수 있다. 일 양태에서, 도 4에 도시된 바와 같이, 2차 포트(52)는 베인 어셈블리(53)의 윗면(46)을 따라 배열될 수 있고 2차 포트(52)의 다른 하나는 베인 어셈블리(53)의 아랫면(54)을 따라 배열될 수 있다. 일 양태에서, 2차 포트(52)는 항공기 기류 센서(100)로부터 물을 배출하도록 구성될 수 있다. 항공기 기류 센서(100)는 윗면(46)과 아랫면(54)을 연결하는 측면(84)을 더 포함할 수 있다. 또한, 항공기 기류 센서(100)는 윗면(46)을 아랫면(54)뿐만 아니라 측면(84)과 연결하는 후면(82)을 더 포함 할 수 있다. 추가적으로, 항공기 기류 센서(100)는 후면(82), 윗면(46) 및 아랫면(54)에 연결될 수 있는 최내면(85)을 더 포함할 수 있다. 일 양태에서, 최내면(85)은 측면(84)에 대체로 평행할 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 적어도 하나의 정압 포트(44)를 포함할 수 있고 적어도 하나의 정압 포트(44)는 베인 어셈블리(53)의 윗면(46)을 따라 배열될 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 적어도 하나의 정압 포트(44)는 베인 어셈블리(53)의 아랫면(54)에 배열될 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 적어도 하나의 정압 포트(44)는 베인 어셈블리(53)의 다른 위치에 배열될 수 있다. 또한, 적어도 하나의 정압 포트(44)는 복수 개일 수 있다. 예를 들어, 도 1은 윗면(46)을 따라 적어도 하나의 정압 포트(44) 중 2개를 포함하는 양태를 도시한다. 또한, 도 4는 윗면(46)을 따라 적어도 하나의 정압 포트(44) 중 2개를 포함하고 아랫면(54)을 따라 적어도 하나의 정압 포트(44) 중 2개를 포함하는 양태를 도시한다. 적어도 하나의 정압 포트(44) 중 임의의 수는 항공기 기류 센서(100)에 구현될 수 있다. 또한, 적어도 하나의 정압 포트(44)는 항공기 기류 센서(100)의 임의의 위치에 배열될 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 국부 기류에 수직일 수 있고 항공기 스킨(48)에 수직일 수 있다. 일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 국부 기류에 대해 대체로 수직(0°± 45°이내)일 수 있고 항공기 스킨(48)에 대해 대체로 수직(0°± 45°이내)일 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 전진(forward swept)될 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 전진될 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선(streamlines)에 수직일 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 전진될 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선에 대체로 수직(0°-12° 이내)일 수 있다.
일부 양태에서, 베인 어셈블리(53)의 전진은 하나 이상의 부정적인 영향을 가질 수 있다. 예를 들어, 안정성에 대한 그러한 전진의 임의의 부정적인 영향은 베인 어셈블리(53)의 증가된 베인 시위(chord)를 통해 완화될 수 있고, 이에 의해 베인 어셈블리(53)의 회전 축(90)의 뒤로 베인 압력 중심을 이동시킨다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 후퇴(swept back)될 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 후퇴될 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선에 수직일 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 1°- 40°, 1°- 4°, 4°- 8°, 8°- 12°, 12°- 16°, 16°- 20°, 20°- 30°, 또는 30°- 40°로 항공기 스킨(48)에 대해 후퇴될 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선에 대체로 수직(0°- 12°이내)일 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 대해 수직일 수 있다. 일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 대해 수직일 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선에 수직일 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)은 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지일 수 있고 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 항공기 스킨(48)에 수직선(50)에 대한 각도만큼 항공기 스킨(48)에 대해 수직일 수 있고; 베인 어셈블리(53)의 리딩 에지는 국부 기류의 예상 유선에 대체로 수직(0°-12° 이내)일 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 베인 어셈블리(53)를 항공기 내부에 배열된 메인 하우징 어셈블리(1)(도 6 참조)와 같은 항공기 내부의 항공기 기류 센서(100)의 부분과 연결하기 위한 장착 구조(25)를 포함할 수 있다. 일부 양태에서, 장착 구조(25) 및 베인 어셈블리(53)는 단일 기계 부품일 수 있다. 일부 양태에서, 장착 구조(25)는 베인 어셈블리(53)뿐만 아니라 장착 구조(25)를 메인 하우징 어셈블리(1)에 기계적으로 고정하기 위해 기계적 패스너를 수용하는 복수의 구멍(27)을 포함할 수 있다. 그러나, 장착 구조(25)는 다수의 다른 구성으로 구현될 수 있고 다른 고정 기술을 이용하여 메인 하우징 어셈블리(1)에 고정될 수 있다.
도 1에 추가로 도시된 바와 같이, 적어도 베인 어셈블리(53), 피토 인렛(40), 및 적어도 하나의 정압 포트(44)는 항공기의 외부에 배열될 수 있다. 특히, 도 1은 항공기 스킨(48) 및 적어도 베인 어셈블리(53), 피토 인렛(40), 및 적어도 하나의 정압 포트(44)가 항공기 스킨(48)에 인접한 항공기의 외부에 배열되는 것을 도시한다.
도 2는 전체 압력 인렛 및 드레인 홀의 특징을 보여주기 위해 확대된 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
특히, 도 2는 피토 인렛(40)이 베인 어셈블리(53)의 전면(42)을 따라 배열될 수 있음을 도시한다. 일 양태에서, 피토 인렛(40)은 대체로 세장형의 슬롯 구멍으로 구현될 수 있다. 그러나, 피토 인렛(40)은 다른 구성을 가질 수 있다.
일 양태에서, 전면(42)에 평행한 피토 인렛(40)의 길이(80)는 .1인치 - 2.0인치, .1 인치 - .2인치, .2인치 - .3인치, .3인치 - .4인치, .4인치 - .5인치, .5인치 - .6인치, .6인치 - .7인치, .7인치 - .8인치, .8인치 - .9인치, .9인치 - 1.0인치, 1.0인치 - 1.2인치, 1.2인치 - 1.4인치, 1.4인치 - 1.6인치, 1.6인치 - 1.8인치, 또는 1.8인치 - 2.0인치일 수 있다. 항공기 구성 및/또는 구현에 따라, 피토 인렛(40)의 다른 길이도 이용될 수 있다.
일 양태에서, 전면(42) 및 길이(80)에 수직인 피토 인렛(40)의 너비(92)는 .01인치 - .2인치, .01 인치 - .02인치, .02인치 - .03인치, .03인치 - .04인치, .04인치 - .05인치, .05인치 - .06인치, .06인치 - .07인치, .07인치 - .08인치, .08인치 - .09인치, .09인치 - .1인치, .1인치 - .15인치, 또는 .15인치 - .2인치일 수 있다. 항공기 구성 및/또는 구현에 따라, 피토 인렛(40)의 다른 너비도 이용될 수 있다.
다른 양태에서, 피토 인렛(40)은 대체로 원형 구멍으로 구현될 수 있다. 그러나, 피토 인렛(40)은 항공기 기류 센서(100)에 원하는 기류 흡입을 제공하기 위해 임의의 형상을 가질 수 있다.
도 3은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 단면 평면도를 도시한다.
도 4는 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 내부 투시 평면도를 도시한다.
도 5는 변환기 매니폴드의 특징을 보여주기 위해 확대된 도 3에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 단면 평면도를 도시한다.
특히, 도 3은 항공기 기류 센서(100)의 베인 어셈블리(53) 내로 연장될 수 있는 인렛 도관(56)에 연결되는 피토 인렛(40)를 도시한다. 인렛 도관(56)은 피토 인렛(40)에 의해 수용된 기류를 침강실(58)로 유도할 수 있다. 따라서, 피토 인렛(40), 인렛 도관(56) 및 침강실(58)는 서로 유체 연통한다. 일 양태에서, 침강실(58)는 대체로 원통형 구조를 가질 수 있다. 그러나, 침강실(58)는 임의의 원하는 형상 구조를 가질 수 있다.
침강실(58)(전체 압력 침강실) 및 침강실(72)(정압 침강실)는 각각 압력 변환기(60) 또는 압력 변환기(62)로부터 압력 측정에 부정적인 영향을 미치지 않으면서 많은 양의 물의 축적을 허용하도록 오버사이즈될 수 있다. 추가적으로, 일부 양태에서, 피토 인렛(40) 또는 적어도 하나의 정압 포트(44)로부터 각각 압력 변환기(60) 또는 압력 변환기(62)로의 직접 경로가 없을 수 있으며, 이는 물의 침입으로부터 변환기를 보호하기 위해 필요한 난독화를 제공한다.
도 5는 침강실(58)과 유체 연통하는 압력 변환기(60)를 도시한다. 일 양태에서, 압력 변환기(60)는 인렛 도관(56)에 연결된 침강실의 말단에 대향하여 침강실(58)의 말단에 인접하게 위치될 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(60)는 침강실(58)의 말단에 인접하게 위치될 수 있고 매니폴드(98)를 통해 침강실(58)에 연결될 수 있다. 일 양태에서, 매니폴드(98)는 폴리에테르 에테르 케톤(PEEK)으로부터 형성되거나 기계가공될 수 있다. 일 양태에서, 매니폴드(98)에 대해 침강실(58)을 밀봉하기 위해 하나 이상의 O-링 및/또는 다른 구조가 구현될 수 있다. 그러나, 매니폴드(98)는 다른 재료 또는 구성으로 구현될 수 있다. 다른 양태에서, 압력 변환기(60)는 베인 어셈블리(53) 내의 임의의 곳에 위치될 수 있다.
일 양태에서, 압력 변환기(60)는 제1 압력을 측정하도록 구성될 수 있다. 제1 압력은 전체 압력, 정체 압력, 피토 압력 등으로 정의될 수 있다. 이와 관련하여, 대기속도, 마하 수 등은 압력 변환기(60)의 출력에 응답하여 계산될 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(60)는 회로 기판, 적층 기판, 인쇄 회로 기판(PCB), 인쇄 와이어 어셈블리, 다양한 전자 부품 또는 전기 부품 등에 기계적으로 지지하고 전기적으로 연결하는 표면 중 하나 이상에 연결되거나 구성될 수 있다.
일부 양태에서, 압력 변환기(60)의 출력은 대기속도, 마하 수 등의 항공기 정보를 생성하기 위해 방법에서 처리될 수 있다. 일부 양태에서, 압력 변환기(60)의 출력은 대기속도, 충격 압력, 마하 수 등의 항공기 정보의 구성요소를 생성하기 위해 프로세서(28)에서 처리될 수 있다. 일부 양태에서, 압력 변환기(60)의 출력은 대기속도, 마하 수 등의 항공기 정보를 생성하기 위해 항공기에서 처리될 수 있다.
도 3은 적어도 하나의 정압 포트(44)와 유체 연통하는 침강실(72)을 더 도시한다. 따라서, 침강실(72) 및 적어도 하나의 정압 포트(44)는 서로 유체 연통한다. 도 5에 추가로 도시된 바와 같이, 압력 변환기(62)는 침강실(72)와 유체 연통할 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(62)는 전면(42) 반대편의 침강실(72) 말단에 인접하게 위치될 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(62)는 침강실(72) 말단에 인접하게 위치될 수 있고 매니폴드(96)를 통해 침강실(72)에 연결될 수 있다. 일 양태에서, 매니폴드(96)는 폴리에테르 에테르 케톤(PEEK)으로부터 형성되거나 기계가공될 수 있다. 일 양태에서, 매니폴드(98) 및 매니폴드(96)는 단일 부품일 수 있다. 일 양태에서, 전체 압력 매니폴드 또는 매니폴드(98) 및 정압 매니폴드 또는 매니폴드(96)는 분리될 수 있다. 일 양태에서, 하나 이상의 O-링 및/또는 다른 구조는 매니폴드(96)에 대해 침강실(72)를 밀봉하기 위해 구현될 수 있다. 그러나, 매니폴드(98)는 다른 재료 또는 구성으로 구현될 수 있다. 다른 양태에서, 압력 변환기(62)는 베인 어셈블리(53) 내의 임의의 곳에 위치될 수 있다. 일 양태에서, 침강실(72)는 대체로 원통형 구조를 가질 수 있다. 그러나, 침강실(72)는 임의의 원하는 형상 구조를 가질 수 있다.
일 양태에서, 압력 변환기(62)는 제2 기압을 측정하도록 구성될 수 있다. 제2 기압은 정압 기압 등일 수 있다. 이와 관련하여, 고도 및 충격 압력, 대기 속도 등의 구성요소는 압력 변환기(62)의 출력으로부터 부분적으로 얻어질 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(62)는 회로 기판, 적층 기판, 인쇄 회로 기판(PCB), 인쇄 와이어 어셈블리, 다양한 전자 부품 또는 전기 부품 등을 기계적으로 지지하고 전기적으로 연결하는 표면 중 하나 이상에 연결되거나 구성될 수 있다.
일 양태에서, 압력 변환기(62)의 출력은 고도, 고도 추세(altitude trend) 등의 항공기 정보를 부분적으로 생성하기 위해 프로세서에서 처리될 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(62)의 출력은 고도, 고도 추세 등의 항공기 정보를 부분적으로 생성하기 위해 프로세서(28)에서 처리될 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(62)의 출력은 고도, 고도 추세 등의 항공기 정보를 생성하기 위해 부분적으로 항공기에서 처리될 수 있다.
압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)는 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 측정 회로(66)에 전력 공급 및/또는 연결될 수 있다. 또한, 압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)는 측정 회로(66)에 측정 출력을 제공할 수 있다. 측정 회로(66)는 압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)로부터의 출력을 적어도 부분적으로 처리할 수 있고 라인(68)에서 압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)로부터의 출력을 나타내는 신호를 전송할 수 있다. 일 양태에서, 측정 회로(66)는 압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)로부터의 출력을 적어도 부분적으로 처리할 수 있고 시그널 오버 파워 프로토콜(signal over power protocol) 신호로서 라인(68)에서 압력 변환기(60) 및 압력 변환기(62)로부터의 출력을 나타내는 신호를 전송할 수 있다. 추가적으로, 측정 회로(66)는 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 라인(68)에 연결될 수 있다. 다른 유형의 신호 및/또는 다른 유형의 프로토콜도 고려된다. 예를 들어, 측정 회로(66)는 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 라인(68)에 연결될 수 있고 라인(68)은 전용 신호 라인이 되도록 구현될 수 있고/있거나 이를 포함할 수 있다. 일 양태에서, 측정 회로(66)는 아날로그-디지털 변환기, 필터, 다른 신호 조절 회로, 제어 회로, 전력 회로 등을 포함할 수 있다. 일 양태에서, 측정 회로(66)은 회로 기판, 적층 기판, 인쇄 회로 기판(PCB), 인쇄 와이어 어셈블리, 다양한 전자 부품 또는 전기 부품 등을 기계적으로 지지하고 전기적으로 연결하는 표면 중 하나 이상에 연결되거나 구성될 수 있다(본 명세서에 정의된 바와 같이).
라인(68)은 도 6에 도시된 바와 같이 항공기 기류 센서(100)의 내부 부분에 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 연결될 수 있다. 추가적으로, 라인(68)은 항공기 기류 센서(100)의 내부 부분으로부터 측정 회로(66), 압력 변환기(60), 압력 변환기(62), 가열 시스템(70) 등에 전력을 제공할 수 있다. 라인(68)은 메인 하우징 어셈블리(1)로부터 베인 어셈블리(53)의 빠른 분해 및 제거를 허용하는 커넥터(86)(도 6 참조)를 포함할 수 있다. 커넥터는 메인 하우징 어셈블리(1)에 배열될 수 있고, 베인 어셈블리(53) 내에 배열될 수 있고, 장착 구조(25) 등에 배열될 수 있다.
일 양태에서, 압력 변환기(60) 및/또는 압력 변환기(62)는 포스 컬렉터(force collector)를 사용할 수 있다. 포스 컬렉터는 면적에 가해지는 힘(압력)으로 인한 스트레인(또는 편향)을 측정하기 위해 다이어프램, 피스톤, 부르동관, 벨로우즈 등을 포함할 수 있다. 일 양태에서, 압력 변환기(60) 및/또는 압력 변환기(62)는 스트레인 게이지, 압저항 스트레인 게이지, 용량성 센서, 전자기 센서, 압전 센서, 광학 센서, 전위차계 센서 등으로 구현될 수 있다. 압력 변환기(60) 및/또는 압력 변환기(62)는 아날로그-디지털 변환기, 필터, 다른 신호 조절 회로 등을 포함할 수 있고 특정 기압 포트에서 수신된 기압을 나타내는 신호를 프로세서, 항공기, 프로세서(28) 및/또는 측정 회로(66)로 전송할 수 있다.
일 양태에서, 도 6에 도시되고 후술되는 바와 같이 베인 어셈블리(53)는 베인 어셈블리(53)의 움직임 및 또는 회전 위치를 전기 신호로 변환하는 각도 위치 센서(10)에 연결될 수 있다.
도 3에 추가로 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서(100)는 가열 시스템(70)을 포함할 수 있다. 특히, 베인 어셈블리(53)와 같은 항공기 기류 센서(100)의 부분은 비행 중 계속되는 방빙을 위한 동력 가열체로 구현되는 가열 시스템(70)을 포함할 수 있다. 일 양태에서, 동력 가열체는 저항성 가열 요소 또는 복수의 저항성 가열 요소일 수 있다. 가열 시스템(70)은 프로세서(28), 측정 회로(66), 프로세서, 히터 제어, 항공기, 하나 이상의 서미스터와 같은 온도 센서 등에 의해 제어될 수 있다.
일 양태에서, 가열 시스템(70)은 히터 고장의 경우 저전류, 고신뢰성, 이중 채널 협동 가열에서 공칭 전류, 단일 채널 가열로 전환하는 이중 중복일 수 있다. 히터 고장에 대응하여 항공기, 조종사, 중앙 유지 관리 시스템, 비행 관리 시스템 등은 히터가 고장났고 유지 관리 조치가 필요하다는 통지를 받을 수 있다. 그러나 가열 시스템(70)은 베인 어셈블리(53)가 여전히 적어도 부분적으로 작동할 수 있게 구성될 수 있고 이에 따라 하나의 채널만 작동하더라도 결빙 조건에서 비행하도록 인증될 수 있다. 가열 시스템(70)의 제어는 프로세서, 프로세서(28), 항공기, 측정 회로(66), 온도 센서, 조종사, 중앙 유지 관리 시스템, 비행 관리 시스템 등에 응답할 수 있다. 일 양태에서, 가열 시스템(70)의 이중 중복 구성은 가열 시스템(70)의 다양한 부분의 하나 이상을 위한 이중 중복 부품을 포함할 수 있다. 이 양태에서, 적어도 부분적으로 작동하는 능력을 보장하고 이에 따라 하나의 채널만 작동하더라도 결빙 조건에서 비행하도록 인증되기 위해 가열 시스템(70)은 하나 이상의 이중 온도 센서, 이중 가열 요소, 이중 전원 컨트롤러, 이중 전력 공급 장치, 이중 가열 컨트롤러 등을 포함할 수 있다.
일 양태에서, 가열 시스템(70)은 단일 채널에 의해 구현되는 복수의 히터를 갖는 중복 단일 채널 시스템일 수 있다. 이 양태에서, 하나 이상의 히터가 고장난 경우, 나머지 히터는 하나 이상의 고장난 히터를 보상하기 위해 작동하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 가열 시스템(70)은 히터 듀티 사이클의 적응 제어로 구성될 수 있다. 히터 고장에 대응하여, 항공기는 히터가 고장났고 유지 관리 조치가 필요하다는 통지를 받을 수 있다. 그러나, 가열 시스템(70)은 베인 어셈블리(53)가 여전히 적어도 부분적으로 작동할 수 있게 구성되고 이에 따라 하나 이상의 히터가 고장난 경우라도 결빙 조건에서 비행하도록 인증될 수 있다.
도 6은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 개략도를 도시한다.
도 6을 참조하면 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 메인 하우징 어셈블리(1)를 포함할 수 있다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 항공기 내부로 배열될 수 있는 후방 커버(미도시)를 포함할 수 있다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 항공기 외부 또는 내부에 배열될 수 있는 장착 구조(25)에 연결될 수 있다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 항공기의 외부 또는 내부에 배열될 수 있는 전방 커버를 포함할 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)는 전적으로 항공기 내부에 있을 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)는 실질적으로 항공기 내부에 있을 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 베인 어셈블리(53)는 전적으로 항공기의 외부에 있을 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 베인 어셈블리(53), 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)는 전적으로 항공기 외부에 있을 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)는 베인 어셈블리(53)에 배열될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)는 베인 어셈블리(53) 상에 배열될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)는 전적으로 베인 어셈블리(53) 내부에 있을 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)는 부분적으로 베인 어셈블리(53) 내부에 있을 수 있다.
이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)을 갖는 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)의 배열은 도면에 도시되고 본 명세서에 기재된 바와 같이, 더 쉬운 수리 옵션, 더 큰 수정 옵션, 더 큰 교체 옵션 등을 허용하는 덜 복잡한 구조로 귀결된다. 특히, 항공기 기류 센서(100)는 베인 어셈블리(53)로부터 메인 하우징 어셈블리(1) 내로 연장하는 복잡한 도관 구조를 피하고 및/또는 감소시키도록 구현될 수 있다.
이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)를 갖는 항공기 기류 센서(100)의 압력 변환기(62) 및 압력 변환기(60)의 배열은 도면에 도시되고 본 명세서에 기재된 바와 같이, 더 쉬운 수리 옵션, 더 큰 수정 옵션, 더 큰 교체 옵션 등을 허용하는 덜 복잡한 도관 구조로 귀결된다.
일 양태에서, 베인 어셈블리(53)는 베인 어셈블리(53)의 움직임 및 또는 회전 위치를 전기 신호로 변환하는 각도 위치 센서(10)에 연결될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100) 및 베인 어셈블리(53)는 비행 제어 시스템, 항법 시스템, 비행 관리 시스템, 조종사 등에 대한 정규화된 받음각(AOA) 정보를 제공하기 위해 부분적으로 받음각 센서로 구성될 수 있다. 일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 비행 제어 시스템을 위한 실속 보호 기능을 제공하기 위해 실속 경보 송신기(Stall Warning Transmitter)(SWT)로 구성될 수 있다. 일부 양태에서, 실속 경보 송신기(SWT)는 통합된 실속 경보 컴퓨터를 갖는 각도 위치 송신기일 수 있다. 항공기 기류 센서(100)의 다른 구현 또한 고려된다.
일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 후방 커버 및 전방 커버를 포함할 수 있고, 메인 하우징 어셈블리(1)는 항공기 기류 센서(100)를 위한 보호 케이스로 구현될 수 있다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 베어링과 같은 다양한 부품의 움직임이 마찰 없이 회전할 수 있도록 호흡하도록 구성될 수 있다. 이 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 물의 축적을 방지하기 위해 국부 이슬점 이상으로 온도를 상승시키는 히터를 더 포함할 수 있고; 메인 하우징 어셈블리(1)가 호흡하는 능력은 임의의 습한 공기를 제거하는 것에 더 도움이 된다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 이물질의 침입을 방지하기 위해 기밀하게 밀봉될 수 있다. 일 양태에서, 메인 하우징 어셈블리(1)는 메인 하우징 어셈블리(1) 및 항공기의 환경에 존재하는 물 및 다른 액체의 침입을 방지하기 위해 방수성, 수밀성, 내수성 등일 수 있다. 이와 관련하여, 메인 하우징 어셈블리(1)는 하나 이상의 시일, 개스킷, 접착제, 방수 코팅, 포팅 재료 등을 포함할 수 있다. 이러한 양태들은 항공기 기류 센서(100)의 보호를 위한 극한의 실외 환경에 적용되기 위해 구현될 수 있다.
일 양태에서, 베인 어셈블리(53)는 메인 하우징 어셈블리(1)에 대한 베인 어셈블리(53)의 빠른 분해, 제거 및/또는 교체를 허용하는 구조를 이용하여 메인 하우징 어셈블리(1)에 연결될 수 있다. 이 구조는 베인 어셈블리(53) 및 장착 구조(25)를 회전 샤프트 등에 연결하는 기계적 패스너를 포함할 수 있어 메인 하우징 어셈블리(1)의 하나 이상의 부분으로부터 베인 어셈블리(53)의 제거, 교체 등을 허용한다. 일 양태에서, 기계적 패스너는 베인 어셈블리(53)의 장착 구조(25)를 메인 하우징 어셈블리(1) 등에 연결할 수 있어 메인 하우징 어셈블리(1)의 하나 이상의 부분으로부터 베인 어셈블리(53)의 제거, 교체 등을 허용한다. 추가적으로, 라인(68)은 메인 하우징 어셈블리(1)로부터 베인 어셈블리(53)의 빠른 분해, 교체, 및/또는 제거를 돕는 커넥터(86)를 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 포함할 수 있거나 이에 연결될 수 있다.
일 양태에서, 베인 어셈블리(53)는 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)에 연결될 수 있는 단일 라인 교체 가능 유닛(LRU)으로 구성될 수 있다. 라인 교체 가능 유닛(LRU) 구조는 운항 위치에서 신속하게 교체되도록 설계될 수 있는 항공기의 모듈식 부품일 수 있다. 이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)는 기계적 패스너 및 커넥터(86)로 장착 구조(25)에 의해 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)에 기계적으로 설치되고 전기적으로 연결될 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 항공기에 부착하기 위한 메인 하우징 어셈블리(1)의 플랜지를 포함할 수 있다. 일 양태에서, 플랜지는 플랜지 및 항공기 기류 센서(100)를 항공기에 고정하기 위한 하나 이상의 기계적 패스너를 수용하도록 구성된 플랜지 구멍을 포함할 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 메인 하우징 어셈블리(1) 및/또는 후방 커버의 신호 연결을 포함할 수 있다. 일 양태에서, 신호 연결은 항공기에 신호 판독 등을 제공하기 위해 항공기에 연결될 수 있다 (본 명세서에 정의된 바와 같이). 일 양태에서, 신호 연결은 전기 연결일 수 있다. 일 양태에서, 신호 연결은 광학 연결일 수 있다. 일 양태에서, 신호 연결은 전기 및/또는 광학 연결일 수 있다. 일 양태에서, 신호 연결은 또한 항공기로부터 항공기 기류 센서(100)를 작동시키기 위한 센서 판독 및/또는 명령을 수신할 수 있다. 일 양태에서, 신호 연결은 또한 항공기로부터 항공기 기류 센서(100)를 작동시키기 위한 전력을 수신할 수 있다.
일 양태에서, 베인 어셈블리(53)는 베인 어셈블리(53)의 움직임 및/또는 회전 위치를 전기 신호로 변환하는 각도 위치 센서(10)에 연결될 수 있다. 각도 위치 센서(10)는 기류에 대한 베인 어셈블리(53)의 각도 변위를 측정하는 데 사용될 수 있다. 각도 위치 센서(10)는 측정된 받음각, 측정된 옆미끄럼각, 나타난 받음각, 정규화된 받음각, 실제 국부 흐름 각도 등을 제공할 수 있다. 이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)의 변위는 항공기 기계적 기준에 대한 것일 수 있다. 정규화된 받음각(AOA)은 받음각에 대한 날개(항공기) 양력의 비일 수 있다; 실속각에서 1과 같고 영-양력각에서 0과 같다. 베인 어셈블리(53)는 대체로 항상 기류와 정렬될 수 있다.
일 양태에서, 각도 위치 센서(10)는 회전 움직임을 전기 신호로 변환하는 회전형 가변 차동 변압기(RVDT)일 수 있다. RVDT는 입력 샤프트의 각변위에 선형으로 비례하는 가변 출력 전압을 제공할 수 있는 전기기계 변환기로 구현될 수 있다. 항공기의 중심선에 대한 베인 각도(자유 기류)를 측정하기 위해 단일 RVDT가 제공될 수 있다. 다른 양태에서, 각도 위치 센서(10)는 각변위를 감지하기 위해 리볼버 및/또는 싱크로를 이용할 수 있는 로즈마운트 유형 센서로 구현될 수 있다. 이 측정은 측정된 받음각(AOA)을 계산하기 위해 항공기 기류 센서(100)에 의해 사용될 수 있다. 추가적으로, 이 측정은 받음각(AOA)의 변화율을 계산하기 위해 항공기 기류 센서(100)에 의해 사용될 수 있다. 다른 양태에서, 각도 위치 센서(10)는 회전 인코더, 각도 변환기, 회전 운동을 측정하도록 구성된 선형 변환기 등일 수 있다. 추가 양태에서, 복수의 각도 위치 센서(10)는 리던던시 제공, 정확도 증가 등을 위해 동일한 샤프트에서 사용될 수 있다.
도 6을 더 참조하면, 항공기 기류 센서(100)는 베인 어셈블리(53)를 지지하는 메인 하우징 어셈블리(1)를 포함할 수 있다. 보다 구체적으로, 베인 어셈블리(53)는 베인 어셈블리(53)를 지나는 기류를 감지하고 회전하기 위해 하나 이상의 샤프트에 의해 지지될 수 있다. 일 양태에서, 샤프트는 샤프트(14) 및/또는 샤프트(18)를 포함할 수 있다. 샤프트(14) 및/또는 샤프트(18)는 베어링으로 메인 하우징 어셈블리(1) 내에서 지지될 수 있다. 추가적으로, 샤프트(14) 및/또는 샤프트(18)는 베인 어셈블리(53)의 균형을 맞추기 위해 균형추(15)를 포함할 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 프로세서(28) 또는 각도 위치 센서(10)의 출력 신호, 압력 변환기(62)로부터의 출력, 압력 변환기(62)로부터의 출력 등을 이용할 수 있고 원하는 출력 파라미터를 계산할 수 있는 다른 프로세서를 포함할 수 있다. 일 양태에서, 프로세서(28)는 받음각(AOA), 받음각(AOA)의 변화율을 결정하고 대기속도, 마하 수, 고도, 고도 추세 등을 계산하기 위해 아날로그-디지털 변환기, 필터, 다른 신호 조절 회로 등을 포함할 수 있는 센서 회로를 포함할 수 있다.
일 양태에서, 각도 위치 센서(10)는 아날로그-디지털 변환기, 필터, 다른 신호 조절 회로 등을 포함할 수 있는 센서 회로를 포함할 수 있고 받음각(AOA) 및/또는 받음각(AOA)의 변화율을 나타내는 신호를 프로세서(28)에 전송할 수 있다. 일부 양태에서, 프로세서(28)는 회로 기판, 적층 기판, 인쇄 회로 기판(PCB), 인쇄 와이어 어셈블리, 항공기 기류 센서(100) 내의 다양한 전자 부품 또는 전기 부품 등을 기계적으로 지지하고 전기적으로 연결하는 표면에 구성되거나 이에 연결될 수 있다(본 명세서에 정의된 바와 같이).
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 항공기 기류 센서(100)의 작동을 제어하는 데 유용한 다양한 센서를 포함할 수 있다. 예를 들어, 총 공기 온도는 항공기 기류 센서(100)에 위치하는 총 공기 온도 센서 또는 항공기에 위치하는 총 공기 온도 센서 및 전기 인터페이스를 통해 항공기 기류 센서(100)에 의해 수신된 그것의 출력으로부터 얻어질 수 있다. 총 공기 온도 센서는 차폐 저항 소자, 서미스터, 열전대, 저항 온도계, 실리콘 밴드갭 온도 센서 등으로 구현될 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 항공기 기류 센서(100)의 작동에 유용한 정보를 수신할 수 있다. 예를 들어, 항공기 구성 정보는 전기 인터페이스를 통해 항공기 기류 센서(100)에 의해 수신될 수 있다. 항공기 구성 정보는 플랩의 상태, 속도 브레이크, 바퀴에 실린 무게, 착륙 장치 다운/락 등을 포함할 수 있다.
도 7은 도 1에 따른 항공기 기류 센서 프로브의 추가 개략도를 도시한다.
도 7을 참조하면, 항공기 기류 센서(100)는 모든 환경 보호, 임의의 전력 조절 및 변환, 원시 신호 감지, 신호 데이터 중계 등을 담당할 수 있는 하드웨어를 포함할 수 있다. 항공기 기류 센서(100)는 데이터 모니터링, 데이터 변환, 계산, 작동 모드, 데이터를 감지, 전송 또는 수신하기 위한 조정/구성 하드웨어 등을 담당할 수 있는 프로세서(28)과 같은 프로세서에 의해 구현될 수 있는 소프트웨어를 포함할 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 마이크로컨트롤러 유닛(MCU)과 같은 디지털 신호 컨트롤러로 구현된 프로세서(28)를 포함할 수 있는 하드웨어 구성을 포함할 수 있다. MCU는 항공기 기류 센서(100)에 필요한 데이터 계산의 일부 또는 전부를 수행할 수 있다. 외부 항공기 시스템에 대한 통신은 Aeronautical Radio, Incorporated(ARINC) 429 통신 버스, 이산 신호 등을 통해 수행될 수 있다. 그러나 ARINC, MIL-STD-1553(군사 표준), Controller Area Network(CAN) 등을 포함한 임의 유형의 데이터 버스가 이용될 수 있다는 점에 유의해야 한다.
프로세서(28)는 비행 운용 프로그램(OFP)을 포함할 수 있고 시스템 전자장치, 히터, 실속 경고 프로세스 등을 제어할 수 있다. 일 양태에서, 프로세서(28)는 ARINC 429 통신, 이산 입력, 압력 변환기(60), 압력 변환기(62) 등으로부터 입력을 수신하고 대기속도, 마하 수, 고도, 고도 추세 등을 결정 및/또는 계산할 수 있다. 일 양태에서, 프로세서(28)는 ARINC 429 통신, 이산 입력, 각도 위치 센서(10) 등으로부터 입력을 수신하고 실속 경고 조건 등을 결정할 수 있다. 받음각(AOA) 계산에 기초하여, 프로세서(28)는 경적 경고, 스틱 셰이크, 스틱 푸시 등을 발행할 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 ARINC 429 트랜시버, ARINC 인터페이스(74) 등을 포함할 수 있다. ARINC 429 트랜시버 또는 ARINC 인터페이스(74)는 ARINC 429 전기 드라이버 및 수신기를 제공할 수 있다. ARINC 429 사양 호환 디바이스와의 인터페이스는 실속 경고 송신기(SWT) 애플리케이션 소프트웨어 등에 의해 요청된 대로 레이블을 전송할 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 전원 공급 모듈(76)을 포함할 수 있다. 전원 공급 모듈(76)은 실속 경고 컴퓨터, 각도 위치 송신기 전자장치, 압력 변환기(60), 압력 변환기(62), 측정 회로(66), 프로세서(28), 및/또는 다른 부품에 조절된 전력을 제공할 수 있다. 일부 양태에서, 전원 공급 모듈(76)은 항공기 기류 센서(100) 내의 인쇄 회로 기판, 인쇄 와이어 어셈블리 등에 구성될 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 입/출력(I/O) 모듈(78)을 포함할 수 있다. 입/출력(I/O) 모듈(78)은 신호를 중계할 수 있고 외부 항공기 시스템, 실속 경고 송신기(SWT) 하드웨어 등 사이의 전원 버스에 연결될 수 있다. 입/출력(I/O) 모듈(78)은 또한 번개, 전자기 간섭(EMI), 고강도 전자장(HIRF) 요구 사항 등을 충족하기 위한 회로를 제공할 수 있다.
항공기 기류 센서(100)는 전방 동체의 좌현, 우현 또는 양측에 기계적으로 장착될 수 있으며 신호 연결을 통해 여러 항공기 이산, 전원, 이중 중복 ARINC 통신 버스 등에 전기적으로 연결할 수 있다. 그러나 ARINC, MIL-STD-1553(군사 표준), Controller Area Network(CAN) 등을 포함하여 임의의 유형의 데이터 버스가 이용될 수 있다는 점에 유의해야 한다. 항공기 기류 센서(100)는 또한 항공기에 연결되지 않은 유지보수 인터페이스를 제공하여 구성, 정렬 조정, 소프트웨어 업로드 등을 허용할 수 있다.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 부분적으로 실속 경고 송신기(SWT)로서 구현될 수 있고, 호스트 항공기 외부의 전기적 방빙 베인으로서 베인 어셈블리(53)를 사용함으로써 실속 경고 및 보호를 제공할 수 있다. 실속 경고 송신기(SWT)는 호스트 항공기의 특정 구성에 대해 영 양력에서 실속까지의 받음각 간격의 비로 표시되는 정규화된 AOA(AOAN)를 계산할 수 있다. 별개의 항공기 구성은 실속 경고 송신기(SWT)에 대한 플랩, 속도 브레이크, 방빙 등 입력 파라미터들의 결합된 상태에 의해 결정될 수 있다. AOAN, 호스트 구성 및 상세한 양력 곡선 등으로부터 실속 경고 송신기(SWT)는 경적(Horn), 스틱 셰이크(Stick Shake) 및 스틱 푸시(Stick Push)와 같은 다양한 실속 경고 한계를 계산하고 제정할 수 있다.
경적 한계에 도달하면 호스트 항공기와 별개의 경적을 울릴 수 있다. 스틱 셰이크 한계에 도달하면 스틱 셰이크 이산이 주장될 수 있다. 스틱 푸시 한계에 도달하면 스틱 푸시 이산이 주장될 수 있다. 호스트 항공기 방위가 한계 조건 아래로 돌아올 때까지 각각의 이산이 주장될 수 있다.
일 양태에서, 실속 경고 송신기(SWT)는 항공기에 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 기계적으로 설치되고 전기적으로 연결될 수 있다. 실속 경고 송신기(SWT)는 기계적 정렬과 구성 및 정렬 조정을 위한 이산이 조준 정렬 절차 동안 항공기 제조업체에 의해 이루어질 수 있다는 점에서 호환성이 있다.
항공기 기류 센서(100)는 이중 ARINC 인터페이스(74), 호스트 항공기로부터의 입력 이산, 및 호스트 항공기에 대한 출력 이산, 작동 전력 등을 포함할 수 있는 전기 인터페이스를 포함할 수 있다.
실속 경고 송신기(SWT)는 호스트 항공기로부터 다음과 같은 통신 신호를 수신할 수 있다: 플랩 위치, 속도 브레이크 위치, 조종사 활성 테스트(Initiated Built-In Test(IBIT)) 등. 실속 경고 송신기(SWT)는 호스트 항공기에 다음 단어/레이블 중 하나 이상을 제공할 수 있다. 정규화된 받음각, 국부 받음각, 내장 테스트(BIT) 실패, 정규화된 받음각 셰이커 어설션 각도(Normalized Angle of Attack Shaker Assertion Angle) 등.
프로세서(28)는 시스템 전자장치, 히터, 실속 경고 프로세스 등을 제어할 수 있는 비행 운용 프로그램(OFP)을 포함할 수 있다. 프로세서(28)는 실속 경고 조건을 결정하기 위해 ARINC 통신, 입력 이산, 각도 위치 센서(10) 신호, 제어 신호 등으로부터 입력을 수신할 수 있다. 계산에 기초하여, 프로세서(28)는 다음 중 하나 이상을 발행할 수 있다: 경적 경고, 스틱 셰이크 및/또는 스틱 푸시.
일 양태에서, 항공기 기류 센서(100)는 항공기 전력선 및/또는 신호선에 연결될 수 있는 단일 라인 교체 가능 유닛(Line-Replaceable Unit)(LRU)으로 구성될 수 있다. 라인 교체 가능 유닛(LRU) 구성은 운항 위치에서 신속하게 교체되도록 설계된 항공기의 모듈식 부품일 수 있다. 이와 관련하여, 항공기 기류 센서(100)는 항공기에 (본 명세서에 정의된 바와 같이) 기계적으로 설치되고 전기적으로 연결될 수 있다. 항공기 기류 센서(100)는 기계적 정렬 및 이산 구성 및 정렬 조정이 조준 정렬 절차 동안 항공기 제조업체에 의해 이루어질 수 있다는 점에서 호환성이 있다.
항공기 기류 센서(100)는 유지 관리 모드에 대해 입력 이산을 가질 수 있다. 유지 관리 모드는 시스템 검증, BIT(내장 테스트) 오류 문제 해결, 비행운용프로그램(OFP) 소프트웨어 업데이트, 양력 곡선 업로드 수단 제공 등을 위해 사용될 수 있다.
본 개시의 다양한 양태에 따르면, 국부 기류의 방향의 변화와 결과 출력에서의 상응하는 변화의 비는 플랩 위치 함수에 따라 변화하는 "정규화된 받음각"을 나타낼 수 있고 결과 출력은 플랩 위치 함수로 편향될 수 있어 결과 출력은 플랩 위치와 국부 기류 방향의 조합이 공기역학적 양력이 0이 되도록 할 때 마다 0 "정규화된 받음각"을 나타내고 결과 출력은 플랩 위치와 국부 기류 방향의 조합이 받음각의 추가 증가가 항공기의 실속으로 귀결되는 경우마다 "정규화된 받음각"의 100%를 나타낸다. "정규화된 받음각"을 나타내는 결과 출력은 표시, 제어 목적 등을 위해 사용될 수 있다.
도 8은 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 9는 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
도 10은 본 개시에 따른 다른 항공기 기류 센서 프로브의 부분 투시 평면도를 도시한다.
특히, 도 8, 도 9, 및 도 10 각각은 베인 어셈블리(53)의 다른 실시예를 도시한다. 특히, 본 명세서에 기재된 바와 같이, 베인 어셈블리(53)는 메인 하우징 어셈블리(1)에 연결될 수 있는 모듈식 부품일 수 있다. 이와 관련하여, 메인 하우징 어셈블리(1)는 다양한 상이한 항공기 모델, 유형, 구성 등에 공통될 수 있다. 한편, 베인 어셈블리(53)의 특정 실시예는 특정 항공기 모델, 유형, 구성 등을 위해 구성될 수 있다. 이와 관련하여, 도 8, 도 9 및 도 10은 각각의 상이한 형상, 상이한 길이 베인 루트 부분(88), 상이한 길이, 상이한 너비, 상이한 두께, 상이한 대칭, 상이한 비대칭, 상이한 후퇴, 상이한 전진, 상이한 시위, 상이한 테이퍼, 상이한 어스펙트비 등을 갖는 베인 어셈블리(53)의 다양한 실시예를 도시하며, 각각의 베인 어셈블리(53)는 특정 항공기 모델, 유형, 구성 등을 위해 설계된다. 유사한 방식으로, 베인 어셈블리(53)의 다양한 다른 설계 구현 및 특징은 특정 항공기 모델, 유형 등에 대해 고유하게 구성될 수 있고 메인 하우징 어셈블리(1)의 공통 구현에 부착될 수 있다. 예를 들어, 일부 양태에서, 베인 어셈블리(53) 구성은 설치되는 균형추(15)의 특정한 구현을 요구할 수 있다.
도 11은 본 개시에 따른 항공기 기류 센서 프로브를 구현하기 위한 방법을 도시한다.
특히, 도 11은 항공기 기류 센서 구현 방법(200)을 도시한다. 특히, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 단지 예시적이며 본 명세서에 개시된 다양한 양태와 일치하게 수정될 수 있다는 점에 유의해야 한다. 또한, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 상술된 양태와 일치하는 상이한 순서로 실시될 수 있다. 또한, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 본 명세서에 개시된 다양한 양태와 일치하는 더 많거나 더 적은 방법 단계로 수정될 수 있다.
박스(202)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 베인 어셈블리(53)의 구성을 포함할 수 있다. 특히, 베인 어셈블리(53)의 구성은 본 명세서에 기재된 바와 같이 베인 어셈블리(53)의 구성요소 및 구조 중 임의의 하나 이상의 구성을 포함할 수 있다. 예를 들어, 본 명세서에 기재된 바와 같이 피토 인렛(40), 적어도 하나의 정압 포트(44), 2차 포트(52), 인렛 도관(56), 압력 변환기(60), 압력 변환기(62), 측정 회로(66), 라인(68), 장착 구조(25) 등의 구성.
박스(204)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 메인 하우징 어셈블리(1)의 구성을 포함할 수 있다. 특히, 메인 하우징 어셈블리(1)의 구성은 본 명세서에 기재된 바와 같이 메인 하우징 어셈블리(1)의 구성요소 및 구조 중 임의의 하나 이상의 구성을 포함할 수 있다. 예를 들어, 커넥터(86), 프로세서(28), 각도 위치 센서(10), 균형추(15) 등의 구성.
박스(206)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 기류 감지를 포함할 수 있다. 특히, 기류 감지는 본 명세서에 기재된 바와 같이 기류, 압력 등 중 임의의 하나 이상의 감지를 포함할 수 있다.
박스(208)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 항공기 정보 수신을 포함할 수 있다. 특히, 항공기 정보 수신은 본 명세서에 기재된 바와 같이 항공기 정보 수신을 포함할 수 있다. 예를 들어, 플랩의 상태, 속도 브레이크, 바퀴에 실린 무게, 착륙 장치 다운/락 등.
박스(210)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 기류 특성 및/또는 항공기 운용 특성을 출력하는 단계를 포함할 수 있다. 특히, 기류 특성을 출력하는 단계는 본 명세서에 기재된 바와 같이 기류 특성 및/또는 항공기 운용 특성을 출력하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 받음각(AOA), 받음각(AOA)의 변화율, 대기속도, 마하 수, 고도, 고도 추세 등.
박스(212)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 히터의 작동을 포함할 수 있다. 특히, 히터 작동의 특성은 본 명세서에 기재된 히터의 작동을 포함할 수 있다. 예를 들어, 히터 듀티 사이클의 적응 제어로 가열 시스템(70)을 작동하는 단계. 히터 고장에 대응하여 항공기는 히터가 고장났고 유지 관리 조치가 필요하다는 통지를 받을 수 있다. 그러나, 가열 시스템(70)의 작동은 베인 어셈블리(53)가 여전히 적어도 부분적으로 작동할 수 있게 구성될 수 있고 이에 따라 하나 이상의 히터가 고장난 경우라도 결빙 조건에서 비행하도록 인증될 수 있다.
박스(214)에 도시된 바와 같이, 항공기 기류 센서 구현 방법(200)은 베인 어셈블리(53)의 교체를 포함할 수 있다. 특히, 베인 어셈블리(53)의 교체는 본 명세서에 설명된 베인 어셈블리(53)의 교체를 포함할 수 있다. 예를 들어, 메인 하우징 어셈블리(1)로부터 베인 어셈블리(53)의 교체 및/또는 제거. 이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)는 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)에 연결될 수 있는 단일 라인 교체 가능 유닛(LRU)으로 구성될 수 있다. 라인 교체 가능 유닛(LRU) 구성은 운항 위치에서 신속하게 교체되도록 설계된 항공기의 모듈식 부품일 수 있다. 이와 관련하여, 베인 어셈블리(53)는 기계적 패스너 및 커넥터(86)로 장착 구조(25)에 의해 항공기 기류 센서(100)의 메인 하우징 어셈블리(1)에 기계적으로 설치되고 전기적으로 연결될 수 있다.
따라서, 본 개시는 덜 복잡한 구조로 구조화, 배열 및 구성되는 압력 변환기를 구현하는 항공기 기류 센서 및 항공기 기류 센서 방법을 제공한다. 또한, 본 개시는 더 쉬운 수리 옵션을 허용하는 항공기 기류 센서 방법 및 항공기 기류 센서를 제공한다. 추가적으로, 본 개시는 더 큰 수정 옵션을 구현하는 항공기 기류 센서 방법 및 항공기 기류 센서를 제공한다. 또한, 본 개시는 더 큰 수정 옵션 등을 구현하는 항공기 기류 센서 방법 및 항공기 기류 센서를 제공한다.
본 명세서에 기재된 바와 같이 연결은 본 명세서에 기재된 바와 같이 리드, 와이어 본딩, 접착제, 납땜, 소결, 공융 본딩, 열 압축 본딩, 초음파 본딩/용접, 클립 부품 등을 포함할 수 있는 커플링 또는 연결을 포함할 수 있다. 연결은 개입 구조 또는 부품을 통해 이루어지거나 직접 연결일 수 있다.
본 개시의 접착제는 연결되는 표면을 연결하기 위해 중간 층을 적용하는 것을 포함할 수 있는 접착제 접합 공정에서 이용될 수 있다. 접착제는 유기물 또는 무기물일 수 있고; 접착제는 연결되는 표면의 한쪽 또는 양쪽 표면에 증착될 수 있다. 접착제는 특정 도구 압력을 가하는 것을 포함할 수 있는 환경에서 특정 공정 시간 동안 특정 접합 온도에서 특정 코팅 두께를 갖는 접착제 재료를 적용하는 것을 포함하는 접착제 접합 공정에서 이용될 수 있다. 일 양태에서, 접착제는 전도성 접착제, 에폭시계 접착제, 전도성 에폭시계 접착제 등일 수 있다.
본 개시의 땜납은 땜납을 포함할 수 있고/있거나 땜납으로부터 형성될 수 있는 땜납 인터페이스를 형성하기 위해 이용될 수 있다. 땜납은 연결되는 표면 사이의 결합을 형성하는 데 사용될 수 있는 임의의 가용성 금속 합금일 수 있다. 땜납은 무연 땜납, 납 땜납, 공융 땜납 등일 수 있다. 무연 땜납은 주석, 구리, 은, 비스무트, 인듐, 아연, 안티몬, 미량의 기타 금속 등을 포함할 수 있다. 납 땜납은 납, 주석, 은 등과 같은 기타 금속을 포함할 수 있다. 땜납은 필요에 따라 플럭스를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 소결은 열 및/또는 압력에 의해 재료의 고체 덩어리를 압축 및 형성하는 공정을 이용할 수 있다. 소결 공정은 액화 지점까지 재료를 녹이지 않고 작동할 수 있다. 소결 공정은 금속 분말의 소결을 포함할 수 있다. 소결 공정은 진공에서의 소결을 포함할 수 있다. 소결 공정은 보호 가스를 사용하는 소결을 포함할 수 있다.
본 개시의 공융 본딩은 공융 시스템을 형성할 수 있는 중간 금속 층을 갖는 접합 공정을 이용할 수 있다. 공융 시스템은 연결되는 표면 사이에 사용될 수 있다. 공융 본딩은 2상 평형을 통과하지 않고 특정 조성 및 온도에서 고체에서 액체 상태 또는 액체에서 고체 상태로 변형되는 합금일 수 있는 공융 금속을 사용할 수 있다. 공융 합금은 스퍼터링, 이중 소스 증발, 전기도금 등에 의해 증착될 수 있다.
본 개시의 초음파 용접은 고주파 초음파 음향 진동이 압력 하에서 함께 지지되는 구성요소에 국부적으로 가해지는 공정을 이용할 수 있다. 초음파 용접은 연결되는 표면 사이에 고체 상태 용접을 생성할 수 있다. 일 양태에서, 초음파 용접은 초음파력의 적용을 포함할 수 있다.
또한, 본 개시의 다양한 양태에 따르면, 본 명세서에서 기재된 방법은 PC, PDA, 반도체, 주문형 집적 회로(ASIC), 프로그램 가능 논리 어레이, 클라우드 컴퓨팅 장치 및 본 명세서에 기재된 방법을 구현하도록 구성된 기타 하드웨어 장치를 포함하지만 이에 국한되지 않는 전용 하드웨어 구현으로 작동하기 위한 것이다.
또한, 본 명세서에 기재된 바와 같이 본 개시의 소프트웨어 구현은 다음과 같은 유형의 비일시적 저장 매체에 선택적으로 저장된다는 점에 유의해야 한다: 디스크 또는 테이프와 같은 자기 매체; 디스크와 같은 광 자기 또는 광학 매체; 하나 이상의 읽기 전용 (비휘발성) 메모리, 랜덤 액세스 메모리, 또는 다른 재기록 가능 (휘발성) 메모리를 수용하는 메모리 카드 또는 다른 패키지와 같은 고체 상태 매체. 이메일에 첨부된 디지털 파일 또는 다른 자족 정보 아카이브 또는 아카이브 세트는 유형 저장 매체와 동등한 유통 매체로 간주된다. 따라서, 본 개시는 본 명세서에 나열되고 당업계에서 인정된 균등물 및 후속 매체를 포함하는 것으로 유형 저장 매체 또는 유통 매체를 포함하도록 간주될 수 있으며, 이에 소프트웨어 구현이 저장된다.
추가적으로, 본 개시의 다양한 양태는 비제네릭(non-generic) 컴퓨터 구현에서 구현될 수 있다. 또한, 본 명세서에 기재된 개시의 다양한 양태는 본 명세서의 개시로부터 명백한 바와 같이 시스템의 기능을 개선한다. 게다가, 본 개시의 다양한 양태는 본 개시에 의해 다루어지는 복잡한 문제를 해결하도록 특별히 프로그래밍된 컴퓨터 하드웨어를 포함한다. 따라서, 본 개시의 다양한 양태는 본 개시에 의해 제시되고 청구범위에 의해 정의된 바와 같이 방법을 수행하기 위해 특정한 실시에서 시스템의 기능을 전반적으로 개선한다.
본 개시의 많은 특징 및 이점은 상세한 명세서로부터 명백하고, 따라서 첨부한 청구범위에 의해 본 개시의 진의 및 범위 내에 속하는 본 개시의 이러한 모든 특징 및 이점을 포함하도록 의도된다. 또한, 많은 수정 및 변형이 당업자에게 용이하게 발생할 것이기 때문에, 본 개시를 도시 및 서술된 정확한 구성 및 작동으로 제한하는 것은 바람직하지 않으며, 따라서 모든 적절한 수정 및 균등물은 본 개시의 범위 내에 속하는 것으로 환원될 수 있다.

Claims (20)

  1. 항공기 기류 센서로서,
    항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성되는 베인 어셈블리;
    상기 베인 어셈블리에 배열된 적어도 하나의 포트;
    적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실(settling chamber) 내에서 압력을 측정하도록 구성되는 상기 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기 - 상기 적어도 하나의 변환기는 상기 적어도 하나의 포트와 유체 연통함 - ; 및
    상기 베인 어셈블리를 회전 가능하게 유지하고 상기 베인 어셈블리의 회전 운동을 허용하도록 구성되는 샤프트를 포함하는, 항공기 기류 센서.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는 국부 전체 압력(local total pressure), 국부 충격 압력, 대기속도 및 마하 수 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실 내에서 압력을 측정하도록 구성되고; 또한
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는 국부 정압(local static pressure), 고도 및 고도 추세(altitude trend) 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하도록 구성되는, 항공기 기류 센서.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 적어도 하나의 포트는 피토 인렛을 포함하고; 상기 적어도 하나의 포트는 정압 포트를 포함하는, 항공기 기류 센서.
  4. 청구항 3에 있어서,
    이중 중복 가열 시스템을 더 포함하는, 항공기 기류 센서.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 베인 어셈블리는 항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성되고 전진(forward swept) 구조, 후퇴(swept back) 구조 또는 유동장-수직 구조 중 적어도 하나를 포함하는, 항공기 기류 센서.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 적어도 하나의 변환기에 연결되는 상기 베인 어셈블리 내에 배열된 측정 회로를 더 포함하는, 항공기 기류 센서.
  7. 청구항 6에 있어서,
    항공기 내에 배열된 메인 하우징 및 상기 베인 어셈블리 내에 배열된 상기 측정 회로를 상기 메인 하우징에 연결하는 신호 라인을 더 포함하는, 항공기 기류 센서.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 베인 어셈블리 내에 배열된 침강실을 더 포함하고;
    상기 침강실은 상기 적어도 하나의 변환기와 유체 연통하며,
    상기 측정 회로는 시그널 오버 파워 프로토콜(signal over power protocol) 신호 라인 또는 전용 신호 라인 중 하나의 신호 라인을 사용하여 상기 신호 라인을 통해 상기 메인 하우징과 통신하도록 구성되는, 항공기 기류 센서.
  9. 청구항 1에 있어서,
    상기 베인 어셈블리 내에 배열된 제1 침강실을 더 포함하고;
    상기 제1 침강실은 상기 적어도 하나의 변환기 중 제1 변환기와 유체 연통하며;
    상기 베인 어셈블리 내에 배열된 제2 침강실을 더 포함하고;
    상기 제2 침강실은 상기 적어도 하나의 변환기 중 제2 변환기와 유체 연통하는, 항공기 기류 센서.
  10. 항공기 기류 센서 구현 방법으로서,
    베인 어셈블리로 항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하는 단계;
    상기 베인 어셈블리에 적어도 하나의 포트를 배열하는 단계;
    상기 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기로 적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실 내에서 압력을 측정하는 단계 - 상기 적어도 하나의 변환기는 상기 적어도 하나의 포트와 유체 연통함 - ; 및
    샤프트로 상기 베인 어셈블리를 회전 가능하게 유지하고 상기 베인 어셈블리의 회전 운동을 허용하는 단계를 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  11. 청구항 10에 있어서,
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는, 국부 전체 압력, 국부 충격 압력, 대기속도 및 마하 수 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실 내에서 압력을 측정하도록 구성되는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  12. 청구항 10에 있어서,
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는 국부 정압, 고도 및 고도 추세 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실 내에서 압력을 측정하도록 구성되는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  13. 청구항 10에 있어서,
    상기 적어도 하나의 포트는 피토 인렛을 포함하고; 또한
    상기 적어도 하나의 포트는 정압 포트를 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  14. 청구항 13에 있어서,
    이중 중복 가열 시스템으로 상기 베인 어셈블리를 가열하는 단계를 더 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  15. 청구항 10에 있어서,
    상기 베인 어셈블리는 항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성되고 전진 구조, 수직향(perpendicular swept) 구조 또는 후퇴 구조 중 적어도 하나를 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  16. 청구항 10에 있어서,
    상기 적어도 하나의 변환기에 연결되는 상기 베인 어셈블리 내에 배열된 측정 회로를 더 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  17. 청구항 16에 있어서,
    항공기 내에 배열된 메인 하우징 및 상기 베인 어셈블리 내에 배열된 상기 측정 회로를 상기 메인 하우징에 연결하는 신호 라인을 더 포함하는, 항공기 기류 센서 구현 방법.
  18. 항공기 기류 센서로서,
    항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성되는 베인 어셈블리;
    상기 베인 어셈블리에 배열된 적어도 하나의 포트;
    상기 적어도 하나의 베인 어셈블리 침강실 내에서 압력을 측정하도록 구성되는 상기 베인 어셈블리와 배열된 적어도 하나의 변환기 - 상기 적어도 하나의 변환기는 상기 적어도 하나의 포트와 유체 연통함 - ; 및
    상기 베인 어셈블리를 회전 가능하게 유지하고 상기 베인 어셈블리의 회전 운동을 허용하도록 구성되는 샤프트를 포함하며;
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는 국부 전체 압력, 국부 충격 압력, 대기속도 및 마하 수 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하도록 구성되고;
    상기 베인 어셈블리와 배열된 상기 적어도 하나의 변환기는 국부 정압, 고도, 및 고도 추세 중 적어도 하나를 결정하기 위해 상기 베인 어셈블리 내에서 압력을 측정하도록 구성되고;
    상기 적어도 하나의 포트는 피토 인렛을 포함하고; 또한
    상기 적어도 하나의 포트는 정압 포트를 포함하는, 항공기 기류 센서.
  19. 청구항 18에 있어서,
    이중 중복 가열 시스템을 더 포함하고,
    상기 베인 어셈블리는 항공기 외부의 국부 기류의 방향을 감지하도록 구성되고 전진 구조, 수직향 구조 또는 후퇴 구조 중 적어도 하나를 포함하는, 항공기 기류 센서.
  20. 청구항 18에 있어서,
    항공기 내에 배열된 메인 하우징;
    상기 베인 어셈블리 내에 배열된 측정 회로를 상기 메인 하우징에 연결하는 신호 라인;
    상기 베인 어셈블리 내에 배열된 침강실을 더 포함하고;
    상기 침강실은 상기 적어도 하나의 변환기와 유체 연통하며,
    상기 측정 회로는 시그널 오버 파워 프로토콜 신호 라인 또는 전용 신호 라인 중 하나의 신호 라인을 사용하여 상기 신호 라인을 통해 상기 메인 하우징과 통신하도록 구성되는, 항공기 기류 센서.
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