JP5371432B2 - 航空機用気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムに関するものである。このシステムにより、航空機の飛行中に、航空機の飛行に関する気流気圧傾斜計測パラメータの値を知ることができる。気流気圧傾斜計測パラメータとは、周囲大気に対する飛行中の航空機の位置と速度に関係するパラメータである。

本発明は、航空分野に応用され、とりわけ、航空機の気流気圧傾斜計測に関するパラメータの測定の分野に応用されるものである。

航空機の飛行中は、航空機の飛行に関する幾つかの情報を知ることが重要となる。気流気圧傾斜計測技術により、これらの情報、特に、航空機の速度、大気に対する空間中の航空機の位置、高度並びにその大気の直接のパラメータを知ることができる。これらの情報を、気流気圧傾斜計測パラメータという。これらの気流気圧傾斜計測パラメータの中に、静力学的気圧である静圧、動力学的気圧である動圧、さらには全体温度のような、航空機の周囲大気に関するパラメータがある。また、航空機の速度、迎角、さらには横滑り角のような、この周囲大気における航空機の位置に関するパラメータもある。迎角というのは、気流の方向と航空機の水平軌道との間の相対的角度である。航空機の横滑り角というのは、航空機の軌道に対する気流の角度である。

これらのパラメータのうちの幾つかの値に基づき、これらのパラメータの他の幾つかの値を決定することが可能である。そういうわけで、航空機の飛行中に有用な気流気圧傾斜計測パラメータのすべての値を知るために、これらの気流気圧傾斜計測パラメータの幾つかを測定し、そこから他のパラメータを導き出す。

現実には、航空機の外部の、航空機の機体外面上に設置された様々なセンサにより、航空機の飛行中のパラメータの測定を行う。

ある航空機における気流気圧傾斜計測パラメータを検出する従来のシステムが図１に示されている。このシステムには、主検出回路１と、副検出回路２が備えられ、この副検出回路は救援用回路とも呼ばれ、主検出回路が作動しない場合、あるいは、主検出回路１に測定上の問題が検出された場合に用いられる。

主検出回路１には、複数の測定の経路が備えられている。一般には、主検出回路には三つの測定の経路１０、２０、３０が備えられているが、これら三つの測定の経路は、ほぼ同じである。これら三つの測定の経路１０、２０、３０により、同じパラメータのすべてを測定することを確保できる。同じ一つの検出回路内に複数の測定の経路があるのは、航空機の飛行が安全でなければならないという理由により、測定値の冗長性を確保することを目的としているためである。そのようにして、得られた測定値の正確さを確保している。

従来は、主検出回路１の測定の経路１０、２０、または３０のそれぞれに、
・一つまたは複数の静圧検出センサ１３−１４、２３−２４または３３−３４と、
・動圧または全圧検出センサと、
・全体温度測定センサと、
・航空機の迎角測定センサと
が備わっている。

航空機によっては、複数のセンサを一つにまとめて、そのセンサひとつだけで、幾つものパラメータの値がでるようにしているものがある。図１の場合には、多機能センサＭＦＰ１５、２５、３５により動圧、全体温度、そして迎角の測定を確保している。

航空機によっては、飛行中に、図１の例のように、ＳＳＡ（英語でいうｓｉｄｅ−ｓｌｉｐ ａｎｇｌｅ）センサ１１、２１、３１を用いて、航空機の横滑り角を測定しているものもある。

測定の経路のそれぞれにつき、様々なセンサで測定した情報をデータ処理装置ＡＤＩＲＵ１２、２２、３２に伝達する。このデータ処理装置１２、２２、３２により、センサで検出した複数の測定値の処理と、測定していない複数の他のパラメータの値の決定を確保する。例えば、計算較正された較正速度（英語ではｃｏｍｐｕｔｅｄ ａｉｒ ｓｐｅｅｄ）、航空機の真対気速度（英語ではｔｒｕｅ ａｉｒｓｐｅｅｄ）、そして航空機のマッハ数の決定を確保する。

既に説明したように、従来の監視システムには、主検出回路１における測定値の冗長性により得られる第一レベルの安全性が備わっている。一般的には、従来の監視システムには、副検出回路２における測定値の冗長性により得られる第二レベルの安全性が備わっている。従来では、この副検出回路２には、一つまたは複数の静圧センサ４３、４４と、大気の動圧の検出を確保するピトー管４０が備わっている。この副検出回路２には、一つまたは複数のデータ処理装置４１、４２が備わっており、それにより、測定された値の処理を確保し、そこから測定していない気流気圧傾斜計測パラメータの値を導き出す。

このような方法で、主検出回路１が不調の場合には、航空機の飛行の安全性に最低限必要な情報は、副検出回路２が供給する。

既に説明したように、飛行の安全性の確保が従来の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムにおいて行われるのは、主検出回路内での複数の測定の経路の冗長性と、副検出回路が存在することによるものである。言い換えると、安全性は、機械的要素と電子工学的要素とを橋渡しする検出回路により得られる。それゆえ、これら主検出回路及び副検出回路は、機械的にも電子工学的にも同じタイプの回路である。したがって、例えば、静圧センサのような、システムの一構成要素の機能不全を引き起こしかねない現象がある場合には、システムの同様の構成要素すべて、つまり、静圧センサすべてが、同様に機能不全になってしまうことになる。その場合には、大気の静圧を知るための手段がシステム全体のどこにもないことになる。

さらに、従来のシステムで用いられる様々なセンサは、航空機の機体外面に設置されており、前記機体外面の隆起した部分に設置されている。特に、ピトー管は、航空機の下を通り、しかも、航空機の進行方向に設置される管である。静圧センサに必要なのは、航空機の胴体の内壁内の、航空機の進行方向に直角に空けられた開口部である。迎角及び横滑り角を測定するセンサのそれぞれには、回転軸上に取り付けた可動小翼が備えられ、該可動小翼は、航空機に対する気流の変化を感知する。それゆえ、このようなセンサは、航空機の機体外面上の隆起になっている。そういうわけで、このようなセンサにより、航空機に空気抵抗をもたらすことになる。さらに、このようなセンサにより、騒音が生じるおそれもある。
さらに、このようなセンサは、霧氷や雨にも影響を受けやすい。センサの上に霧氷が堆積しないようにするためには、センサに加熱手段を装備すべきなのだが、そうするとセンサが嵩張ったものになり、したがって、航空機の機体外面上の隆起のサイズが大きくなってしまう。

本発明は、まさに、以上に説明した技術上の不都合、すなわち、同じタイプの検出回路を複数用いた場合の、システムの安全の問題や、センサの取付位置が航空機の機体外面にあるときの騒音発生や空気抵抗の問題、さらには、センサへの加熱手段を備えるときの機体外面への突出の問題などを生じないようにすることを目的とするものである。

そのために、本発明で提案する気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムでは、機械的なものとは別の技術により測定値の冗長性、すなわち二重性を実現する。それゆえ、本発明で提案するのは、光学的タイプの測定回路を一つ付け加えるか、あるいは、従来の測定の経路や検出回路を、少なくとも部分的に、そのような光学的タイプの測定回路によって置き換えるということである。この光学的測定回路には、レーザ風速計が備えられている。

本発明によると、主検出回路と副検出回路に、レーザ風速計を一つ付け加えて、パラメータの測定を補足するとともに、さらにもう一つの安全要素を付け加えることにしてもよい。また、レーザー風速計を従来の副検出回路の全部または一部、あるいは主検出回路の一つの測定の経路と置き替えて、新たな測定技術を用いることで、補足的な安全要素を付け加えることにしてもよい。

さらに詳細に述べると、本発明は航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムに関するものであって、該システムは、
・航空機の周囲の静圧測定装置と、
・航空機の横滑り角測定装置と、
・航空機の動圧、全体温度、および迎角を測定する装置と、
・データ処理装置であって、静圧、横滑り角，動圧、全体温度、および迎角の測定値に基づいて気流気圧傾斜計測パラメータを決定するのに適したデータ処理装置とを備えた測定の経路を少なくとも一つ含む主検出回路を備えており、
航空機の真対気速度のパラメータを少なくとも一つ測定するためのレーザ風速計を少なくとも一つ備えていることを特徴とする。

本発明は、以下の特徴の一つまたは複数を備えていてもよい。
・レーザ風速計が、副検出回路の中に組み込まれていること。
・そのシステムは、副検出回路を備え、該副検出回路は、静圧測定装置を少なくとも一つ、動圧測定装置を少なくとも一つ、そしてそのような測定装置から得られるデータを処理する装置を少なくとも一つ含み、レーザ風速計がパラメータ監視回路となること。
・レーザ風速計が、主検出回路の第二の測定の経路の中に組み込まれていること。
・主検出回路には、第一の測定の経路と同様の構成の第三の測定の経路が備えられていること。
第二のレーザ風速計が組み込まれた第三の測定の経路が備えられていること。

図１は、既に説明したように、従来の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能の図である。

図２は、レーザ風速計が第三測定回路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図である。

図３は、レーザ風速計が副測定回路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図である。

図４は、レーザ風速計が主測定回路の測定の経路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図である。

本発明による気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムは、従来の測定回路に加えて、または、従来の測定回路や測定の経路の代わりに、幾つかの気流気圧傾斜計測パラメータを光学的に測定することのできるレーザ式の風速計を使用することを提案するものである。事実、レーザ風速計を用いることで、幾つかの気流気圧傾斜計測パラメータ、特に航空機の速度を三方向で測定することができ、したがって航空機の速度ベクトルを得ることができるので、それにより、航空機の迎角及び航空機の横滑り成分を見つけ出すことができる。

レーザ風速計は、単光光波、特にレーザ波が、大気中に存在する（粒子及び／または分子状の）煙霧質による逆拡散を受ける場合に、生じるずれを測定により処理する。このずれにより、照準軸に沿った速度ベクトルの成分を決定することができる。言い換えると、レーザ風速計は、航空機から数メートルまたは数十メートル離れた所定の距離でレーザ光を発し、大気で逆拡散された後のこのレーザ光を受け取るものである。照準軸に沿った速度ベクトルの成分は、レーザ光の波長の変化に直結している。

異なる三方向に沿って三本のレーザ光を発し、レーザ風速計は、航空機の速度ベクトルの三成分を決定することができる。安全性と利用のしやすさの理由により、つまり、このような三方向への発射によって行われる測定が正確であることを確保するために、第四のレーザ光の発射を、第四の方向に沿って、行ってもよく、それにより、第四のレーザ光が、既に行った三本の発射で得られた結果に的確に対応しているかを検証することができる。

このように、速度ベクトルの成分を測定することにより、航空機の真対気速度ＴＡＳのパラメータが得られる。航空機の真対気速度というのは、擾乱を受けない大気に対する航空機の速度である。この真対気速度に基づき、レーザ風速計は、そこから航空機の迎角ＡＯＡ（英語でａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ）のパラメータ及び航空機の横滑り角ＳＳＡのパラメータを導き出すことができる。幾つかの技術により、レーザ風速計は、また、以下のパラメータの測定値を提供することもできる。
・全体温度ＴＡＴ、すなわち、航空機の外部の全体温度、
・較正速度ＣＡＳ、すなわち、航空機の較正した速度、
並びに
・マッハ数、つまり大気密度の変化を考慮した航空機の速度であり、音速に対する航空機の速度に対応する。

レーザ風速計は、航空機の機体外面近くの、レーザ光が光学的に通過できることを確保するような窓で保護された収納部の中に設置してもよい。それゆえ、レーザ風速計は、胴体の内部、つまり、機体外面上に隆起を生じさせないところに設置してもよい。そのようにして、抵抗や騒音を生じさせずにパラメータの測定を行える。

さらに、レーザ風速計が航空機の胴体内部に収納されているので、気流から保護されており、それゆえ、霧氷や雨の影響もほとんど受けない。

そういうわけで、そのようなレーザ風速計により、従来の主検出回路及び副検出回路のセンサの機械的技術とは異なる、光学的な技術でパラメータの測定を行うことができる。このような光学的な技術でのパラメータの測定により、実際のパラメータの測定値に、さらに高いレベルの安全性を付け加えることができる。このようなさらに高いレベルの安全性をもたらす手段として考えられるのは、
・レーザ風速計を少なくとも一つ備えた補足的測定回路を付け加えること、
・副検出回路または主検出回路の一つの経路を、レーザ風速計に代えること
である。

図２に示された第一の実施態様では、レーザ風速計は、補足的測定回路の中に組み込まれており、それにより、主検出回路及び副検出回路が行った測定を補完する気流気圧傾斜計測パラメータの測定を確保できるようにしている。この補足的測定回路は、監視回路３と呼ばれる。この実施態様では、主検出回路１及び副検出回路２は、図１に示された従来の主検出回路及び副検出回路と同一のものである。したがって、改めて説明はしない。

図２の実施態様では、監視回路３には、主検出回路１により測定したパラメータの監視、あるいは主検出回路１が機能不全の場合には副検出回路２により測定したパラメータの監視、の実施のために用いられるレーザ風速計５０が少なくとも一つ備えられている。その場合、レーザ風速計５０で得られた測定値を主検出回路１で得られた測定値と比較して、得られた測定値のすべてが期待した測定値の範囲内にあるかを検証することができる。その場合、レーザ風速計５０は、測定値の有効性に対してさらに一層の確実性をもたらすことになる。

図３に示された第二の実施態様では、レーザ風速計は、従来のセンサの代わりに、副検出回路の中に組み込まれている。この実施態様では、主検出回路１は従来の主検出回路と同一のものである。したがって、改めて説明はしない。

この第二の実施態様では、副検出回路２’には、レーザ風速計５１が少なくとも一つ備えられており、該レーザ風速計が、従来の副検出回路の静圧センサ４３、４４及びピトー管４０の代わりに、気流気圧傾斜計測パラメータの測定が確保できるようにしている。選んだレーザ風速計によっては、レーザ風速計を既に説明したデータ処理装置４１及び４２に接続してもよい。このようなデータ処理装置４１及び４２によって、測定されたデータの処理を確保して、そこから他の気流気圧傾斜計測パラメータを導き出す。データ処理装置により、航空機に搭載したコンピュータとの連携もまた確保できる。レーザ風速計は、また、それ自体で、測定されていない気流気圧傾斜計測パラメータを決定するのに適したものであってもよい。

この実施態様では、レーザ風速計は、主検出回路１が機能しない場合に用いられる救援用回路２’の形成に寄与する。この実施態様では、救援用回路には、主検出回路とは異なる技術を用いるという利点があり、それゆえ、主検出回路の三つの測定の経路に同じ機能不全が存在する場合には、さらに確実性を向上させて使用可能である。

図４に示された本発明の第三の実施態様では、レーザ風速計は、従来の主検出回路の一つの測定の経路の代わりに、主検出回路１’の中に組み込まれている。この実施態様では、副検出回路２は既に説明した従来の副検出回路と同一のものである。したがって、改めて説明はしない。

この第三の実施態様では、レーザ風速計５２は、主検出回路１’の一つの測定の経路となっている。それゆえ、レーザ風速計５２は、測定の経路３０の代わりに、主検出回路１’の中に組み込まれている。選んだレーザ風速計によっては、レーザ風速計をデータ処理装置３２に接続してもよく、データ処理装置は、測定されていない気流気圧傾斜計測パラメータの決定を確保し、航空機に搭載したコンピュータとの連携もまた確保する。レーザ風速計は、また、それ自体で、測定されていない気流気圧傾斜計測パラメータを決定するのに適したものであってもよい。

レーザ風速計５２は、この実施態様では、主検出回路１’の測定の経路１０、２０の冗長性を構成するものである。この実施態様では、レーザ風速計５２は、主検出回路の他の二つの測定の経路１０、２０とは異なる技術により得られた冗長性をもたらすという事実により、システムの信頼性を高めるものである。

本発明の一つの変形態様において、第二のレーザ風速計を、主検出回路１’の測定の経路１０または２０のいずれか一つに導入してもよい。その場合、主検出回路には、複数のセンサを含む従来の測定の経路が一つと、それぞれにレーザ風速計を一つ含む本発明に係る測定の経路が二つ備えられている。

少なくとも一つのレーザ風速計を主検出回路、副検出回路の中に、あるいは監視回路の中に組み込むことにより、航空機の真対気速度を測定することができ、そして、その真対気速度に基づき、機械的なものとは別の技術を用いて、航空機の飛行中に一般的に用いられる気流気圧傾斜計測パラメータのすべてを見つけ出すことができる。

従来の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図 レーザ風速計が第三測定回路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図 レーザ風速計が副測定回路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図 レーザ風速計が主測定回路の測定の経路となる場合の気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムの機能図

符号の説明

１、１’ 主検出回路
２、２’ 副検出回路
３ 監視回路
１０ 測定の経路
１１ ＳＳＡセンサ
１２ データ処理装置
１３、１４ 静圧測定装置
１５ 多機能センサ
２０ 測定の経路
２１ ＳＳＡセンサ
２２ データ処理装置
２３、２４ 静圧測定装置
２５ 多機能センサ
３０ 測定の経路
３１ ＳＳＡセンサ
３２ データ処理装置
３３、３４ 静圧測定装置
３５ 多機能センサ
４０ 動圧測定装置
４１、４２ データ処理装置
４３、４４ 静圧測定装置
５０、５１、５２ レーザ風速計

Claims (6)

1. 航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システムであって、
   ・大気の静圧測定装置（１３、１４）と、
   ・航空機の横滑り角測定装置と、
   ・航空機の動圧、全体温度及び迎角を測定する装置である多機能センサ（１５）と、
   ・データ処理装置（１２）であって、静圧、横滑り角、動圧、全体温度及び迎角の測定値に基づいて気流気圧傾斜計測パラメータを決定するのに適したデータ処理装置とを備えてなる、測定の経路（１０）を少なくとも一つ含む主検出回路（１）と、
   ・少なくとも一つの測定経路を有する副検出回路と、
   前記主検出回路と前記副検出回路とそれぞれ同一の構成のものを有する補足的測定回路とを備え、
   該補足的測定回路内の主検出回路または該補足的測定回路内の副検出回路に付加されるか、または、少なくとも部分的に前記主検出回路の経路または前記副検出回路の経路に代わるレーザ風速計（５０）であって、航空機の機体外面近くに実現され、レーザ光が光学的に通過できることを確保するような窓で保護された収納部の中に設置され、航空機の真対気速度のパラメータを少なくとも一つ測定するためのレーザ風速計を少なくとも一つ備えていることを特徴とする、航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
   
   
2. レーザ風速計（５１）が、少なくとも部分的に前記副検出回路（２'）を構成することを特徴とする、請求項１に記載の航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
3. ・前記副検出回路が、静圧測定装置（４３、４４）を少なくとも一つ、動圧測定装置（４０）を少なくとも一つ、及びそのような測定装置から得られるデータを処理する装置（４１、４２）を少なくとも一つ備え、
   ・レーザ風速計がパラメータの補足的測定回路（３）となることを特徴とする、請求項１に記載の航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
   
4. レーザ風速計（５２）が、前記主検出回路の第二の測定の経路（３０）の中に組み込まれていることを特徴とする、請求項１に記載の航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
5. 前記主検出回路（１'）には、第一の測定の経路と同様の構成の第三の測定の経路（２０）が備えられていることを特徴とする、請求項４に記載の航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
6. 前記主検出回路には、第二のレーザ風速計を組み込んだ第三の測定の経路が備えられていることを特徴とする、請求項４に記載の航空機における気流気圧傾斜計測パラメータ監視システム。
   
   

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