JP2913005B2 - 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ - Google Patents
多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブInfo
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- G—PHYSICS
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- G01F1/46—Pitot tubes
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- G01—MEASURING; TESTING
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- 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
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、多角錐台型ピトー管型
プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム、特に
風洞内の動的模型飛行の速度ベクトルや後流トラバース
の検出システムに適用できるのみならず、実機に搭載し
て機体軸（又はプローブ軸）に対する飛行速度ベクトル
及び対気飛行速度ベクトルを検出することができる実機
搭載型の飛行速度ベクトル検出システムに関する。
プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム、特に
風洞内の動的模型飛行の速度ベクトルや後流トラバース
の検出システムに適用できるのみならず、実機に搭載し
て機体軸（又はプローブ軸）に対する飛行速度ベクトル
及び対気飛行速度ベクトルを検出することができる実機
搭載型の飛行速度ベクトル検出システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、対気流情報を検出する気流プロー
ブとして、図９に示すような、先端が球状になった静圧
孔付きの円頭型６孔ピトー管型プローブ７０、及び図１
０に示すような、通常のピトー静圧管型プローブ７６と
気流角センサとしてのα検出矢羽型プローブ７７及びβ
検出矢羽型プローブ７８を組合せて一体化した複合型速
度ベクトルプローブ７５等が知られている。そして、こ
れらの気流プローブから得られた気流情報と、別途に搭
載したバーチカルジャイロやディクショナルジャイロ等
の姿勢方位基準装置からの姿勢方位情報とを系合させ、
対気飛行速度ベクトルを求めるようにした飛行速度ベク
トル検出装置も知られている。しかしながら、その利用
範囲は限られており、主に実験機や戦闘機に用いらてい
るのみであり、一つの検出プローブを使用して速度ベク
トル（速度、風向）を検出する速度ベクトル検出装置は
一般の航空機搭載用としては未だ実用化されていない。
その理由は、気流プローブに問題があり、迎角α、偏揺
角βの圧力係数〔ｆ(α),f(β)〕は、垂直孔が検出する
差圧(Ｐ1−Ｐ3）、水平孔が検出する差圧（Ｐ2−Ｐ4)を
全圧で無次元化し、さらに設定迎角、偏揺角に対して無
次元化することによって決定することができるが、全圧
Ｈは角度に対し、大きな非線形性を伴うため、飛行速度
毎にそれぞれ圧力係数〔ｆ(α),f(β)〕を設けておく
か、又は速度補正をする必要があり、非常に複雑であ
り、とくに強い横風を受けて飛行する場合、速度及び風
向に対して複雑な補正が必要なため、一般の航空機には
なかなか搭載できなかった。
ブとして、図９に示すような、先端が球状になった静圧
孔付きの円頭型６孔ピトー管型プローブ７０、及び図１
０に示すような、通常のピトー静圧管型プローブ７６と
気流角センサとしてのα検出矢羽型プローブ７７及びβ
検出矢羽型プローブ７８を組合せて一体化した複合型速
度ベクトルプローブ７５等が知られている。そして、こ
れらの気流プローブから得られた気流情報と、別途に搭
載したバーチカルジャイロやディクショナルジャイロ等
の姿勢方位基準装置からの姿勢方位情報とを系合させ、
対気飛行速度ベクトルを求めるようにした飛行速度ベク
トル検出装置も知られている。しかしながら、その利用
範囲は限られており、主に実験機や戦闘機に用いらてい
るのみであり、一つの検出プローブを使用して速度ベク
トル（速度、風向）を検出する速度ベクトル検出装置は
一般の航空機搭載用としては未だ実用化されていない。
その理由は、気流プローブに問題があり、迎角α、偏揺
角βの圧力係数〔ｆ(α),f(β)〕は、垂直孔が検出する
差圧(Ｐ1−Ｐ3）、水平孔が検出する差圧（Ｐ2−Ｐ4)を
全圧で無次元化し、さらに設定迎角、偏揺角に対して無
次元化することによって決定することができるが、全圧
Ｈは角度に対し、大きな非線形性を伴うため、飛行速度
毎にそれぞれ圧力係数〔ｆ(α),f(β)〕を設けておく
か、又は速度補正をする必要があり、非常に複雑であ
り、とくに強い横風を受けて飛行する場合、速度及び風
向に対して複雑な補正が必要なため、一般の航空機には
なかなか搭載できなかった。
【０００３】一方、図１０に示すような、複合型速度ベ
クトルプローブ７５は、気流角度用の矢羽は回動バラン
スをとってヒンジ部を介してサポート片７９、８０で支
持しているため、飛行中、外乱やサポート片の振動及び
氷結等によりバランスが崩れ矢羽が正確な気流角度を捕
捉しなくなる欠点がある。また、従来の円頭型多孔ピト
ー管型プローブは、風向を検出する圧力孔７２1〜７２4
は円頭面の４方向にそれぞれ一つづつの小孔で構成して
いるが、圧力孔が一つの小孔のみでは、その内の一つで
も虫及び砂塵等によって目づまりを起こした場合は機能
しなくなることがあり得る。そして、円頭型の多孔ピト
ー管型プローブにおいては、風向を検出する曲面上の圧
力孔の配置及び孔径が風向検出精度に影響を与えるた
め、孔径が大きいと圧力検出誤差が大きくなり、目づま
りを防ぐために孔径を大きくすることはできない問題が
ある。
クトルプローブ７５は、気流角度用の矢羽は回動バラン
スをとってヒンジ部を介してサポート片７９、８０で支
持しているため、飛行中、外乱やサポート片の振動及び
氷結等によりバランスが崩れ矢羽が正確な気流角度を捕
捉しなくなる欠点がある。また、従来の円頭型多孔ピト
ー管型プローブは、風向を検出する圧力孔７２1〜７２4
は円頭面の４方向にそれぞれ一つづつの小孔で構成して
いるが、圧力孔が一つの小孔のみでは、その内の一つで
も虫及び砂塵等によって目づまりを起こした場合は機能
しなくなることがあり得る。そして、円頭型の多孔ピト
ー管型プローブにおいては、風向を検出する曲面上の圧
力孔の配置及び孔径が風向検出精度に影響を与えるた
め、孔径が大きいと圧力検出誤差が大きくなり、目づま
りを防ぐために孔径を大きくすることはできない問題が
ある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】そこで、本発明は、従
来の気流プローブを用いた実機搭載型飛行速度ベクトル
システムが有する前記の問題点を解決しようとするもの
であり、第１の目的は、速度変化における圧力係数の影
響が小さく、複雑な補正等を行う必要がなく、広角度範
囲で精度良く速度ベクトル情報が得られ、これらの情報
を処理して機体軸に対する飛行速度ベクトルが容易に得
られ、ヘリコプター等の垂直離陸機を含む一般の航空機
から宇宙往還機を含む極超音速機まで、広範囲の飛行機
に容易に搭載できる実機搭載型飛行速度ベクトル検出シ
ステムを提供することにある。また、第２の目的は、風
向を検出する圧力孔のレイノズル数効果、即ち速度変化
における圧力係数の影響が小さく、複雑な補正等を行う
必要がなく、広角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を
検出でき、且つ目づまりや振動等による測定不良が発生
するおそれのない多角錐台型ピトー管型プローブを提供
することにある。
来の気流プローブを用いた実機搭載型飛行速度ベクトル
システムが有する前記の問題点を解決しようとするもの
であり、第１の目的は、速度変化における圧力係数の影
響が小さく、複雑な補正等を行う必要がなく、広角度範
囲で精度良く速度ベクトル情報が得られ、これらの情報
を処理して機体軸に対する飛行速度ベクトルが容易に得
られ、ヘリコプター等の垂直離陸機を含む一般の航空機
から宇宙往還機を含む極超音速機まで、広範囲の飛行機
に容易に搭載できる実機搭載型飛行速度ベクトル検出シ
ステムを提供することにある。また、第２の目的は、風
向を検出する圧力孔のレイノズル数効果、即ち速度変化
における圧力係数の影響が小さく、複雑な補正等を行う
必要がなく、広角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を
検出でき、且つ目づまりや振動等による測定不良が発生
するおそれのない多角錐台型ピトー管型プローブを提供
することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記問題点を解決すため
に、本発明者は風洞等流れ場試験で種々研究した結果、
従来の軸対称形状の円頭型多孔ピトー管型プローブにお
いては、風向を検出する曲面上の圧力孔の配置及び孔径
が風向検出精度に影響を与えるため、曲面上に任意に複
数個の孔を設けたり、孔径を大きくすることはできない
が、角錐台型多孔ピトー管型プローブは、軸対称形状の
円頭型プローブと異なり、軸に対する角錐面の傾き・配
置で風向が決定されるので、飛行速度毎にそれぞれの圧
力係数を設けるか速度補正をする必要がなく、従来より
も容易に且つ正確に速度ベクトルを算出できること、及
び各角錐面内の複合孔を施すことが可能であることを知
得し、本発明に到達したものである。
に、本発明者は風洞等流れ場試験で種々研究した結果、
従来の軸対称形状の円頭型多孔ピトー管型プローブにお
いては、風向を検出する曲面上の圧力孔の配置及び孔径
が風向検出精度に影響を与えるため、曲面上に任意に複
数個の孔を設けたり、孔径を大きくすることはできない
が、角錐台型多孔ピトー管型プローブは、軸対称形状の
円頭型プローブと異なり、軸に対する角錐面の傾き・配
置で風向が決定されるので、飛行速度毎にそれぞれの圧
力係数を設けるか速度補正をする必要がなく、従来より
も容易に且つ正確に速度ベクトルを算出できること、及
び各角錐面内の複合孔を施すことが可能であることを知
得し、本発明に到達したものである。
【０００６】即ち、前記目的を達成する本発明の多角錐
台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出
システムは、先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮
蔽孔を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で
定まる一定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管
を配設固定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上に
それぞれ圧力孔を配置してなる多角錐台型ピトー管型プ
ローブが検出する各圧力情報を速度ベクトル演算処理器
に入力して電気信号に変換し、該速度ベクトル演算処理
器に予め記憶させておいた速度ベクトルに対する前記プ
ローブ各孔の圧力係数を用いて信号処理することによっ
て、該圧力情報と空気密度からプローブ軸に対する飛行
速度ベクトル（Ｖ、α、β）を算出することを特徴とす
るものである。且つ航空機に静圧検出孔を設けなくても
前記多角錐台型ピトー管型プローブが検出する各圧力情
報から静圧を算出することができ、該算出値を用いて高
度及び昇降度を算出することができる。また、前記速度
ベクトル演算処理器に姿勢方位基準装置の出力を入力さ
せ、前記機体軸に対する飛行速度ベクトル情報に、姿勢
方位基準装置からの情報を系合させることによって、対
気飛行速度ベクトルを算出することができる。
台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出
システムは、先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮
蔽孔を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で
定まる一定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管
を配設固定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上に
それぞれ圧力孔を配置してなる多角錐台型ピトー管型プ
ローブが検出する各圧力情報を速度ベクトル演算処理器
に入力して電気信号に変換し、該速度ベクトル演算処理
器に予め記憶させておいた速度ベクトルに対する前記プ
ローブ各孔の圧力係数を用いて信号処理することによっ
て、該圧力情報と空気密度からプローブ軸に対する飛行
速度ベクトル（Ｖ、α、β）を算出することを特徴とす
るものである。且つ航空機に静圧検出孔を設けなくても
前記多角錐台型ピトー管型プローブが検出する各圧力情
報から静圧を算出することができ、該算出値を用いて高
度及び昇降度を算出することができる。また、前記速度
ベクトル演算処理器に姿勢方位基準装置の出力を入力さ
せ、前記機体軸に対する飛行速度ベクトル情報に、姿勢
方位基準装置からの情報を系合させることによって、対
気飛行速度ベクトルを算出することができる。
【０００７】そして、多角錐台型ピトー管型プローブ
は、先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮蔽孔を設
け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一
定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管を配設固
定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上にそれぞれ
圧力孔を配置してなるピトー管型プローブにおいて、前
記各角錐面上の圧力孔が複数孔形成されてなることを特
徴とする構成を有することによって、大きな横風に対し
一定の全圧が得られ、且つ圧力孔の目詰まり、層流変化
等に対応させることができ、飛行悪条件下においても安
定した速度ベクトルの圧力情報を得ることができる。ま
た、前記多角錐台型ピトー管型プローブは、各角錐面を
外側に湾曲して構成することによって、圧縮性を伴い衝
撃波が発生する遷音速領域以上でも使用できる。即ち、
各角錐面後縁部をプローブ軸線に平行になるように外側
に湾曲して構成することによって、プローブ形状前縁で
発生する前頭衝撃波、そして角錐面後縁部の異形状領域
において発生する楔状の衝撃波の傾きを小さくすること
ができ、前方の角錐面上の圧力孔に影響を与えなくな
る。
は、先端部が多角錐台型をなしてその頂点に遮蔽孔を設
け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一
定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧管を配設固
定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上にそれぞれ
圧力孔を配置してなるピトー管型プローブにおいて、前
記各角錐面上の圧力孔が複数孔形成されてなることを特
徴とする構成を有することによって、大きな横風に対し
一定の全圧が得られ、且つ圧力孔の目詰まり、層流変化
等に対応させることができ、飛行悪条件下においても安
定した速度ベクトルの圧力情報を得ることができる。ま
た、前記多角錐台型ピトー管型プローブは、各角錐面を
外側に湾曲して構成することによって、圧縮性を伴い衝
撃波が発生する遷音速領域以上でも使用できる。即ち、
各角錐面後縁部をプローブ軸線に平行になるように外側
に湾曲して構成することによって、プローブ形状前縁で
発生する前頭衝撃波、そして角錐面後縁部の異形状領域
において発生する楔状の衝撃波の傾きを小さくすること
ができ、前方の角錐面上の圧力孔に影響を与えなくな
る。
【０００８】
【作用】あらかじめ、風洞等の既存の流れ場において、
設定速度ベクトルに対する多角錐台型ピトー管型プロー
ブが検出した圧力情報、全圧（Ｈ)と４つの角錐面孔圧
力(Ｐ1，Ｐ2，Ｐ3，Ｐ4）との各差圧を、設定動圧で無
次元化した量からなる多角錐台型ピトー管型プローブの
各圧力係数を数式１として求めて、速度ベクトル解析装
置のＲＯＭに記憶させておく。
設定速度ベクトルに対する多角錐台型ピトー管型プロー
ブが検出した圧力情報、全圧（Ｈ)と４つの角錐面孔圧
力(Ｐ1，Ｐ2，Ｐ3，Ｐ4）との各差圧を、設定動圧で無
次元化した量からなる多角錐台型ピトー管型プローブの
各圧力係数を数式１として求めて、速度ベクトル解析装
置のＲＯＭに記憶させておく。
【数１】 飛行時、この多角錐台型ピトー管型プローブが検出した
圧力情報（Ｈ、Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4）を速度ベクトル演
算処理器に導入し、装置内のマイクロコンピュータを用
いて各差圧、即ちＨ−Ｐ1、Ｈ−Ｐ2、Ｈ−Ｐ3、Ｈ−Ｐ4
の４つの情報に整理し、予め求めてＲＯＭ化しておいた
速度ベクトル算出用の既知量である圧力係数と４圧力孔
から得られる圧力情報から４本の連立方程式を構成し、
その連立方程式から３つの未知数である動圧（ｑ）と風
向（γ、φ）をニュートン・ラフソン法等で算出する。
圧力情報（Ｈ、Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4）を速度ベクトル演
算処理器に導入し、装置内のマイクロコンピュータを用
いて各差圧、即ちＨ−Ｐ1、Ｈ−Ｐ2、Ｈ−Ｐ3、Ｈ−Ｐ4
の４つの情報に整理し、予め求めてＲＯＭ化しておいた
速度ベクトル算出用の既知量である圧力係数と４圧力孔
から得られる圧力情報から４本の連立方程式を構成し、
その連立方程式から３つの未知数である動圧（ｑ）と風
向（γ、φ）をニュートン・ラフソン法等で算出する。
【０００９】この多角錐台型ピトー管型プローブにおい
て、全圧孔で検出される全圧Ｈと四角錐の各角錐面上の
圧力数式２との差と、動圧（ｑ）と風向（γ、φ）とは
数式３のような関係式が成り立つ。
て、全圧孔で検出される全圧Ｈと四角錐の各角錐面上の
圧力数式２との差と、動圧（ｑ）と風向（γ、φ）とは
数式３のような関係式が成り立つ。
【数２】
【数３】 上記展開式（１），（１')の使い分けは、例えば軸対称
である管状型プローブにおいては低次展開式である
（１）で十分であるが、プローブが太かったり、非対称
の場合は高次展開式である（１')の方があてはまり易
い。従って、飛行中、逐次演算回路でＲＯＭから読みだ
された圧力係数と、４圧力孔から得られる前記圧力（既
知量）情報から、上記（１）式又は（１’）式からなる
４つの連立方程式が得られ、それをニュートン・ラフソ
ンの繰返し計算法等で解くことによって、３つの未知数
である動圧（ｑ）と風向（γ、φ）を算出することがで
きる。
である管状型プローブにおいては低次展開式である
（１）で十分であるが、プローブが太かったり、非対称
の場合は高次展開式である（１')の方があてはまり易
い。従って、飛行中、逐次演算回路でＲＯＭから読みだ
された圧力係数と、４圧力孔から得られる前記圧力（既
知量）情報から、上記（１）式又は（１’）式からなる
４つの連立方程式が得られ、それをニュートン・ラフソ
ンの繰返し計算法等で解くことによって、３つの未知数
である動圧（ｑ）と風向（γ、φ）を算出することがで
きる。
【００１０】また、風向（γ、φ）が求まると次式か
ら、迎角α、及び偏揺角βが求まる。 ｃｏｓα＝ｃｏｓγ／ｃｏｓβ ・・・・・・・・
（２） ｔａｎβ＝ｓｉｎφ・ｔａｎγ ・・・・・・・・
（３） さらに、多角錐台型ピトー管型プローブで得られた全圧
Ｈと動圧ｑの差は、飛行高度場の静圧Ｐs であるから、 Ｈ−ｑ＝Ｐs ・・・・・・・・・・・・・・・・・
（４） の関係にある。従って、飛行高度場の静圧は、検出され
た全圧（Ｈ）と動圧（ｑ）の差を演算することによって
求まり、高度が算出できる。さらに、動圧より一意的に
較正対気速度とマッハ数を算出しておけば、外気温度を
別途得ることにより真対気速度を算出することができ、
機体軸に対する速度ベクトル（Ｖ、α、β）が求まる。
さらに、前記多角錐台型ピトー管型プローブから得られ
た機体軸に対する速度ベクトル（Ｖ、α、β）と、別途
搭載機器であるパーティカルジャイロ及びディレクショ
ナルジャイロからなる姿勢方位基準装置から得られる信
号とを系合させて対気飛行姿勢情報を得られる。
ら、迎角α、及び偏揺角βが求まる。 ｃｏｓα＝ｃｏｓγ／ｃｏｓβ ・・・・・・・・
（２） ｔａｎβ＝ｓｉｎφ・ｔａｎγ ・・・・・・・・
（３） さらに、多角錐台型ピトー管型プローブで得られた全圧
Ｈと動圧ｑの差は、飛行高度場の静圧Ｐs であるから、 Ｈ−ｑ＝Ｐs ・・・・・・・・・・・・・・・・・
（４） の関係にある。従って、飛行高度場の静圧は、検出され
た全圧（Ｈ）と動圧（ｑ）の差を演算することによって
求まり、高度が算出できる。さらに、動圧より一意的に
較正対気速度とマッハ数を算出しておけば、外気温度を
別途得ることにより真対気速度を算出することができ、
機体軸に対する速度ベクトル（Ｖ、α、β）が求まる。
さらに、前記多角錐台型ピトー管型プローブから得られ
た機体軸に対する速度ベクトル（Ｖ、α、β）と、別途
搭載機器であるパーティカルジャイロ及びディレクショ
ナルジャイロからなる姿勢方位基準装置から得られる信
号とを系合させて対気飛行姿勢情報を得られる。
【００１１】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面に基づき詳細に
説明する。図１は、本発明のピトー管型プローブを用い
た飛行速度ベクトル検出システムのブロック線図であ
る。図中、１は多角錐台型ピトー管型プローブであり、
その具体的実施例が図２及び図３に示されている。該多
角錐台型ピトー管型プローブは、本発明者が先に提供し
た多角錐台型ピトー管型プローブ（特公昭６３−４６６
６号公報参照）と基本的構造が同じ４角錐台型ピトー管
プローブであるが、本発明のものは、各角錐面上の圧力
孔が１以上の複合孔となっている点に特徴を有する。
説明する。図１は、本発明のピトー管型プローブを用い
た飛行速度ベクトル検出システムのブロック線図であ
る。図中、１は多角錐台型ピトー管型プローブであり、
その具体的実施例が図２及び図３に示されている。該多
角錐台型ピトー管型プローブは、本発明者が先に提供し
た多角錐台型ピトー管型プローブ（特公昭６３−４６６
６号公報参照）と基本的構造が同じ４角錐台型ピトー管
プローブであるが、本発明のものは、各角錐面上の圧力
孔が１以上の複合孔となっている点に特徴を有する。
【００１２】即ち、本実施例の多角錐台型ピトー管型プ
ローブ１は、頭部を四角錐台型とした５孔の四角錐台型
ピトー管１０として構成され、ピトー管先端部が軸心１
２に対して４５°の四角錐台型に削成たものであり、頂
点には遮蔽型全圧管部１３が、各四角錐面上には複数個
（本実施例では中心方向に直列に２個）の圧力孔１
４1、１４2、１４3、１４4が形成されている。遮蔽型全
圧管部１３は、四角錐台型頂点に設けた遮蔽孔１５の内
側に、その孔径よりも小径の全圧管１６を、遮蔽孔の先
端から、径との関係で定まる一定長だけ入った位置に固
定され、遮蔽孔１５の底端には遮蔽孔内の圧力を一部リ
ークさせる分流孔が設けられ、四角錐の稜線に沿った位
置に開口している。従って、該ピトー管を三次元的流れ
場に位置させることによって、ピトー管先端部の中央部
の全圧管１６の全圧Ｈ及び四角錐面上の圧力孔１４1、
１４2、１４3、１４4の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が測
定され、全圧Ｈと差圧(Ｈ−Ｐ1）、(Ｈ−Ｐ2)、(Ｈ−Ｐ
3)、(Ｈ−Ｐ4)とから流れの速度ベクトルを求めること
ができる。なお、ピトー管の内部には、氷結防止のため
にヒーター１９が内蔵されている。
ローブ１は、頭部を四角錐台型とした５孔の四角錐台型
ピトー管１０として構成され、ピトー管先端部が軸心１
２に対して４５°の四角錐台型に削成たものであり、頂
点には遮蔽型全圧管部１３が、各四角錐面上には複数個
（本実施例では中心方向に直列に２個）の圧力孔１
４1、１４2、１４3、１４4が形成されている。遮蔽型全
圧管部１３は、四角錐台型頂点に設けた遮蔽孔１５の内
側に、その孔径よりも小径の全圧管１６を、遮蔽孔の先
端から、径との関係で定まる一定長だけ入った位置に固
定され、遮蔽孔１５の底端には遮蔽孔内の圧力を一部リ
ークさせる分流孔が設けられ、四角錐の稜線に沿った位
置に開口している。従って、該ピトー管を三次元的流れ
場に位置させることによって、ピトー管先端部の中央部
の全圧管１６の全圧Ｈ及び四角錐面上の圧力孔１４1、
１４2、１４3、１４4の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が測
定され、全圧Ｈと差圧(Ｈ−Ｐ1）、(Ｈ−Ｐ2)、(Ｈ−Ｐ
3)、(Ｈ−Ｐ4)とから流れの速度ベクトルを求めること
ができる。なお、ピトー管の内部には、氷結防止のため
にヒーター１９が内蔵されている。
【００１３】２は、前記多角錐台型ピトー管型プローブ
１から得られる圧力情報を処理するための速度ベクトル
演算処理器であり、圧力情報を電気信号に変換する圧力
変換器３、後述する姿勢方位基準装置８からの信号を受
けるインプットポート４、ＣＰＵ５、圧力係数や速度ベ
クトル解析ソフト等が記憶されているＲＯＭ６、アウト
プットポート７を有している。前記圧力変換器３に、前
記４角錐台型ピトー管１０が検出する全圧Ｈ及び四角錐
面上の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が導入され、該圧力変
換器で圧力に対応する電気信号に変換され、インプット
ポート４を介してＣＰＵ５に送られる。ＣＰＵ５でこれ
らの圧力情報は、全圧Ｈと四角錐面との差圧Ｐs1＝(Ｈ
−Ｐ1）、Ｐs2＝(Ｈ−Ｐ2)、Ｐs3＝(Ｈ−Ｐ3)、Ｐs4＝
(Ｈ−Ｐ4)に整理される。一方、多角錐台型ピトー管型
プローブの各圧力係数Ａi(i=1,2,3,4)もしくはＢiは予
め風洞実験等で求めてＲＯＭ６に格納されている。な
お、圧力変換器がすべて差圧型である場合は、即圧力変
換器よりＰs1、Ｐs2、Ｐs3、Ｐs4がＣＰＵ５に送られる
ので、ＣＰＵで差圧を演算する必要はない。
１から得られる圧力情報を処理するための速度ベクトル
演算処理器であり、圧力情報を電気信号に変換する圧力
変換器３、後述する姿勢方位基準装置８からの信号を受
けるインプットポート４、ＣＰＵ５、圧力係数や速度ベ
クトル解析ソフト等が記憶されているＲＯＭ６、アウト
プットポート７を有している。前記圧力変換器３に、前
記４角錐台型ピトー管１０が検出する全圧Ｈ及び四角錐
面上の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4が導入され、該圧力変
換器で圧力に対応する電気信号に変換され、インプット
ポート４を介してＣＰＵ５に送られる。ＣＰＵ５でこれ
らの圧力情報は、全圧Ｈと四角錐面との差圧Ｐs1＝(Ｈ
−Ｐ1）、Ｐs2＝(Ｈ−Ｐ2)、Ｐs3＝(Ｈ−Ｐ3)、Ｐs4＝
(Ｈ−Ｐ4)に整理される。一方、多角錐台型ピトー管型
プローブの各圧力係数Ａi(i=1,2,3,4)もしくはＢiは予
め風洞実験等で求めてＲＯＭ６に格納されている。な
お、圧力変換器がすべて差圧型である場合は、即圧力変
換器よりＰs1、Ｐs2、Ｐs3、Ｐs4がＣＰＵ５に送られる
ので、ＣＰＵで差圧を演算する必要はない。
【００１４】従って、前記ピトー管型プローブで測定さ
れる全圧Ｈ及び四角錐面上の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4
から得られる圧力情報を電気信号に変換してＣＰＵにイ
ンプットされることにより、ＣＰＵが前記プログラムに
基づき演算を実行し、真対気速度、迎角、偏揺角を求め
ることができる。また、静圧から高度が求まり、それに
よって昇降度が判る。そして、動圧と静圧からマッハ数
が求まる。
れる全圧Ｈ及び四角錐面上の各圧力Ｐ1、Ｐ2、Ｐ3、Ｐ4
から得られる圧力情報を電気信号に変換してＣＰＵにイ
ンプットされることにより、ＣＰＵが前記プログラムに
基づき演算を実行し、真対気速度、迎角、偏揺角を求め
ることができる。また、静圧から高度が求まり、それに
よって昇降度が判る。そして、動圧と静圧からマッハ数
が求まる。
【００１５】また、本実施例では、前記多角錐台型ピト
ー管型プローブから得られた機体軸に対する速度ベクト
ル（Ｖ、α、β）と、別途搭載機器であるパーティカル
ジャイロ及びディレクショナルジャイロからなる姿勢方
位基準装置８から得られるピッチ角信号、ロール角信
号、及びヨー角信号とを系合させて対気飛行姿勢情報を
得るようになっている。即ち、姿勢方位基準装置８は、
パーティカルジャイロ２１及びディレクショナルジャイ
ロ２２と、それから得られるピッチ角信号、ロール角信
号、及びヨー角信号を電気信号に変換する３つの変換器
２３、２４、２５を有し、これらの信号が角錐台型ピト
ー管信号処理器２のインプットポート４に入力されて、
ＣＰＵ内に取り込まれる。ＣＰＵ内では、これらのピッ
チ角信号、ロール角信号、及びヨー角信号と、前記多角
錐台型ピトー管型プローブの測定値から算出されたロー
ル角φとを系合させて、これらから３軸の角速度ｐ、
ｑ、ｒを算出する。このようにして、ＣＰＵ内で算出さ
れた、昇降度、マッハ数、対気速度、飛行経路角、迎
角、偏揺角、３軸の各速度ｐ、ｑ、ｒがアウトプットポ
ート７を経て表示器や関連機器等の出力器９に出力され
る。
ー管型プローブから得られた機体軸に対する速度ベクト
ル（Ｖ、α、β）と、別途搭載機器であるパーティカル
ジャイロ及びディレクショナルジャイロからなる姿勢方
位基準装置８から得られるピッチ角信号、ロール角信
号、及びヨー角信号とを系合させて対気飛行姿勢情報を
得るようになっている。即ち、姿勢方位基準装置８は、
パーティカルジャイロ２１及びディレクショナルジャイ
ロ２２と、それから得られるピッチ角信号、ロール角信
号、及びヨー角信号を電気信号に変換する３つの変換器
２３、２４、２５を有し、これらの信号が角錐台型ピト
ー管信号処理器２のインプットポート４に入力されて、
ＣＰＵ内に取り込まれる。ＣＰＵ内では、これらのピッ
チ角信号、ロール角信号、及びヨー角信号と、前記多角
錐台型ピトー管型プローブの測定値から算出されたロー
ル角φとを系合させて、これらから３軸の角速度ｐ、
ｑ、ｒを算出する。このようにして、ＣＰＵ内で算出さ
れた、昇降度、マッハ数、対気速度、飛行経路角、迎
角、偏揺角、３軸の各速度ｐ、ｑ、ｒがアウトプットポ
ート７を経て表示器や関連機器等の出力器９に出力され
る。
【００１６】本実施例における速度ベクトル解析は、図
８に示すように、空間に固定した座標系をＸ，Ｙ，Ｚと
し、プローブ軸に固定された直交座標軸をｘ，ｙ，ｚと
し、ｘ軸をＸ軸に一致させ、次にｚ軸はプローブの角錐
面上に設けた４孔のうち互いに対称に位置する第１孔と
第３孔の中心を通る直線上にとり、さらにｙ軸は他の２
軸に垂直な方向にとった座標系を基に行っている。該座
標系において、速度ベクトルＶの方向をＯＢで表し、速
度ベクトルとプローブ軸（ｘ軸）となす角をγ、速度ベ
クトルＶのＺＹ面への射影ＯＣとｚ軸がなす角をφとす
る。また、プローブ初期設定角をφiとする。ｋ番目の
圧力孔についての展開式数式４をγに関するべき級数数
式５に関する余弦三角級数の式におくと、数式６とな
る。ここで、未知数はｑ，γ，φである。
８に示すように、空間に固定した座標系をＸ，Ｙ，Ｚと
し、プローブ軸に固定された直交座標軸をｘ，ｙ，ｚと
し、ｘ軸をＸ軸に一致させ、次にｚ軸はプローブの角錐
面上に設けた４孔のうち互いに対称に位置する第１孔と
第３孔の中心を通る直線上にとり、さらにｙ軸は他の２
軸に垂直な方向にとった座標系を基に行っている。該座
標系において、速度ベクトルＶの方向をＯＢで表し、速
度ベクトルとプローブ軸（ｘ軸）となす角をγ、速度ベ
クトルＶのＺＹ面への射影ＯＣとｚ軸がなす角をφとす
る。また、プローブ初期設定角をφiとする。ｋ番目の
圧力孔についての展開式数式４をγに関するべき級数数
式５に関する余弦三角級数の式におくと、数式６とな
る。ここで、未知数はｑ，γ，φである。
【数４】
【数５】
【数６】
【００１７】次に、未知数ｑ，γ，φを算出する方法
は、未知数パラメータの変化に対し系合させ、最小値を
考慮すれば、次の数式７が得られる。
は、未知数パラメータの変化に対し系合させ、最小値を
考慮すれば、次の数式７が得られる。
【数７】 そこで、予め圧力係数数式８を決定しておき、ニュート
ン・ラフソン法で繰返して解いて、Δｑ,Δγ,Δφ0が
十分小さくなったときの値 ｑ＝ｑ＋Δｑ， γ＝γ＋Δγ， φ＝φ＋Δφ ・・・・・（７） が収束値である。
ン・ラフソン法で繰返して解いて、Δｑ,Δγ,Δφ0が
十分小さくなったときの値 ｑ＝ｑ＋Δｑ， γ＝γ＋Δγ， φ＝φ＋Δφ ・・・・・（７） が収束値である。
【数８】
【００１８】ニュートン・ラフソン法における初期値
は、プローブの傾斜面の４つの圧力孔（k=1,2,3,4)が９
０°毎に配置され、４つの孔の圧力係数が同一（近似）
しているものと仮定すると、ｑ，γ，φのそれぞれの初
期値は次の数式９によって決定することができる。
は、プローブの傾斜面の４つの圧力孔（k=1,2,3,4)が９
０°毎に配置され、４つの孔の圧力係数が同一（近似）
しているものと仮定すると、ｑ，γ，φのそれぞれの初
期値は次の数式９によって決定することができる。
【数９】 ここで、Δ1＝{４Ｈ−(Ｐ1＋Ｐ2＋Ｐ3＋Ｐ4)}(ｃｏｓφ＋ｓｉｎφ)・・・(１１) Δ2＝｛（Ｐ1＋Ｐ2）＋（Ｐ3＋Ｐ4）｝ ・・・・・(１２) である。本実施例では以上のようにして初期値が決定さ
れると、次回からは該初期値を用いることによって、そ
の都度初期値を決定する手順を省き、演算処理の高速化
を図っている。
れると、次回からは該初期値を用いることによって、そ
の都度初期値を決定する手順を省き、演算処理の高速化
を図っている。
【００１９】未知数ｑ、γ、φが求まると、機体軸に対
する気流ベクトルα、β及び速度Ｖは次式によって求め
ることができる。 α＝ｃｏｓ−１（ｃｏｓγ／ｃｏｓβ） ・・・・・（１３） β＝ｔａｎ−１（ｓｉｎφ×ｔａｎγ） ・・・・・（１４） Ｖ＝ｆ（ｑ）＝√（２ｑ／ρ） ・・・・・（１５）なお、（１５）式においてρは空気密度を表す。 以上の
解析手法を実行するプログラムが、前記速度ベクトル演
算処理器２のＲＯＭ６に格納されている。該ＲＯＭに格
納されているプログラムの機体軸飛行速度を算出する部
分の速度ベクトル解析ソフトを図７のフローチャートに
示す。なお、速度ベクトル解析ソフトは圧力係数が記憶
されているＲＯＭと別のＲＯＭに格納しても良い。
する気流ベクトルα、β及び速度Ｖは次式によって求め
ることができる。 α＝ｃｏｓ−１（ｃｏｓγ／ｃｏｓβ） ・・・・・（１３） β＝ｔａｎ−１（ｓｉｎφ×ｔａｎγ） ・・・・・（１４） Ｖ＝ｆ（ｑ）＝√（２ｑ／ρ） ・・・・・（１５）なお、（１５）式においてρは空気密度を表す。 以上の
解析手法を実行するプログラムが、前記速度ベクトル演
算処理器２のＲＯＭ６に格納されている。該ＲＯＭに格
納されているプログラムの機体軸飛行速度を算出する部
分の速度ベクトル解析ソフトを図７のフローチャートに
示す。なお、速度ベクトル解析ソフトは圧力係数が記憶
されているＲＯＭと別のＲＯＭに格納しても良い。
【００２０】プログラムがスタートすると、まずＲＯＭ
６に格納されている圧力係数数式１０を呼び出す（ステ
ップ１）。次いでｉ＝０としてｉの初期値を設定し（ス
テップ２）て、ｉ＝ｉ＋１の演算を行い（ステップ
３）、ｉ＞１であるか否かの判断を行い（ステップ
４）、ｉ＝１でＮｏであるからステップ５に進む。ステ
ップ５で、プローブからの圧力情報、全圧Ｈ，ｍ、傾斜
面圧力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の測定値を読み込むみ、
ステップ６でこれらの測定値により、動圧ｑ０の初期値
を前記（８）式により演算する。ステップ７で算出した
ｑ０とｑの最小値とを比較して最小値よりも大きいとス
テップ８に進む。ステップ８で｜Ｐ３−Ｐ１｜がＰｉよ
りも小さい否かを判断し、小さくなければステップ９に
進み、φ０を（８）に基づいて算出する。次いで、ステ
ップ１０でγの初期値を（１０）式により算出する。以
上のステップでφ、γ、ｑの初期値φ０、γ０、ｑ０が
求まる。なお、ステップ７でｑ０がｑの最小値よりも小
さいと、ステップ１１、１２、１３でφ０＝０、γ０＝
０、ｉ＝０とする。また、ステップ８において｜Ｐ３−
Ｐ１｜がＰｉよりも小さいと、ステップ１４に進みφ０
＝π／２とし、ステップ１０に進む。
６に格納されている圧力係数数式１０を呼び出す（ステ
ップ１）。次いでｉ＝０としてｉの初期値を設定し（ス
テップ２）て、ｉ＝ｉ＋１の演算を行い（ステップ
３）、ｉ＞１であるか否かの判断を行い（ステップ
４）、ｉ＝１でＮｏであるからステップ５に進む。ステ
ップ５で、プローブからの圧力情報、全圧Ｈ，ｍ、傾斜
面圧力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の測定値を読み込むみ、
ステップ６でこれらの測定値により、動圧ｑ０の初期値
を前記（８）式により演算する。ステップ７で算出した
ｑ０とｑの最小値とを比較して最小値よりも大きいとス
テップ８に進む。ステップ８で｜Ｐ３−Ｐ１｜がＰｉよ
りも小さい否かを判断し、小さくなければステップ９に
進み、φ０を（８）に基づいて算出する。次いで、ステ
ップ１０でγの初期値を（１０）式により算出する。以
上のステップでφ、γ、ｑの初期値φ０、γ０、ｑ０が
求まる。なお、ステップ７でｑ０がｑの最小値よりも小
さいと、ステップ１１、１２、１３でφ０＝０、γ０＝
０、ｉ＝０とする。また、ステップ８において｜Ｐ３−
Ｐ１｜がＰｉよりも小さいと、ステップ１４に進みφ０
＝π／２とし、ステップ１０に進む。
【００２１】以上のようにして、φ、γ、ｑの初期値φ
０、γ０、ｑ０が求まると、ステップ１６で前記（１
３）、（１４）、（１５）式により該初期値に基づく、
機体軸に対する速度ベクトルα、β及び速度Ｖを計算す
る。なお、速度Ｖは、そのときの空気密度ρと動圧ｑ ０
とから（１５）式に基づき算出される。また、次のステ
ップ１７で全圧Ｈと動圧ｑから静圧を算出し、且つステ
ップ１８で該静圧から高度を算出すると共に、ステップ
１９で昇降度を求め、２階目の繰返し計算を介しするた
めに、ステップ３に戻る。ステップ４では、ｉは１より
も大きいから、ステップ２０に進み、ステップ５と同様
にプローブで測定される全圧Ｈと傾斜面圧力Ｐ１、
Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を読み込む。
０、γ０、ｑ０が求まると、ステップ１６で前記（１
３）、（１４）、（１５）式により該初期値に基づく、
機体軸に対する速度ベクトルα、β及び速度Ｖを計算す
る。なお、速度Ｖは、そのときの空気密度ρと動圧ｑ ０
とから（１５）式に基づき算出される。また、次のステ
ップ１７で全圧Ｈと動圧ｑから静圧を算出し、且つステ
ップ１８で該静圧から高度を算出すると共に、ステップ
１９で昇降度を求め、２階目の繰返し計算を介しするた
めに、ステップ３に戻る。ステップ４では、ｉは１より
も大きいから、ステップ２０に進み、ステップ５と同様
にプローブで測定される全圧Ｈと傾斜面圧力Ｐ１、
Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を読み込む。
【００２２】第２回目以降の計算では、第１回目で求め
た初期値を使用するので、改めて初期値の設定は行わ
ず、初期値φ0、γ0、ｑ0を展開式に代入してニュート
ン・ラフソン法でΔφ、Δγ、Δｑがφ、γ、ｑの最小
値より小さくなるまで、繰返し計算を行い、Δφ、Δ
γ、Δｑを決定する。即ち、まずステップ２１でｊ＝０
を設定し、次いでステップ２２でｊ＝ｊ＋１を計算し、
それが予め設定してあるｊの最大繰返し回数よりも小さ
いか否かを判断し、小さければ、ステップ２３に進み初
期値φ0、γ0、ｑ0をφ、γ、ｑの展開式に代入してニ
ュートン・ラフソン法でΔφ、Δγ、Δｑを求め、ステ
ップ２４でこれらがそれぞれφ、γ、ｑの最小値より小
さいか否かを判断し、大きければステップ２５を経て再
びステップ２２に戻り、Δφ、Δγ、Δｑがφ、γ、ｑ
の最小値より小さくなるまで、繰返し計算を行い、Δ
φ、Δγ、Δｑを決定し、ステツプ２６でそのときの最
終的なφ、γ、ｑが決定され、その値によりステップ１
６でそのときの速度ベクトルα、β、Ｖが算出される。
そして、ステップ１７、１８、１９を経てそのときの静
圧Ｐｓ、高度、昇降度が算出される。
た初期値を使用するので、改めて初期値の設定は行わ
ず、初期値φ0、γ0、ｑ0を展開式に代入してニュート
ン・ラフソン法でΔφ、Δγ、Δｑがφ、γ、ｑの最小
値より小さくなるまで、繰返し計算を行い、Δφ、Δ
γ、Δｑを決定する。即ち、まずステップ２１でｊ＝０
を設定し、次いでステップ２２でｊ＝ｊ＋１を計算し、
それが予め設定してあるｊの最大繰返し回数よりも小さ
いか否かを判断し、小さければ、ステップ２３に進み初
期値φ0、γ0、ｑ0をφ、γ、ｑの展開式に代入してニ
ュートン・ラフソン法でΔφ、Δγ、Δｑを求め、ステ
ップ２４でこれらがそれぞれφ、γ、ｑの最小値より小
さいか否かを判断し、大きければステップ２５を経て再
びステップ２２に戻り、Δφ、Δγ、Δｑがφ、γ、ｑ
の最小値より小さくなるまで、繰返し計算を行い、Δ
φ、Δγ、Δｑを決定し、ステツプ２６でそのときの最
終的なφ、γ、ｑが決定され、その値によりステップ１
６でそのときの速度ベクトルα、β、Ｖが算出される。
そして、ステップ１７、１８、１９を経てそのときの静
圧Ｐｓ、高度、昇降度が算出される。
【００２３】以上で、最初の速度ベクトルの算出が終了
し、次いで２回目の速度ベクトルの算出に進が、２回目
以降では、ｉ＞１であるから、直接ステップ２０に進
み、ステップ２１でｊ＝０を設定し、そのときの最終的
なφ、γ、ｑを求め、その値によりステップ１６でその
ときの速度ベクトルα、β、Ｖが算出される。そして、
ステップ１７、１８、１９を経てそのときの静圧Ｐｓ、
硬度、昇降度が算出される。従って、２回目以降は初期
値設定除け遺産が省略されるので、計算ルーチンが短く
速度ベクトルの算出が高速化され、その結果を連続的な
映像に表現することが可能となった。
し、次いで２回目の速度ベクトルの算出に進が、２回目
以降では、ｉ＞１であるから、直接ステップ２０に進
み、ステップ２１でｊ＝０を設定し、そのときの最終的
なφ、γ、ｑを求め、その値によりステップ１６でその
ときの速度ベクトルα、β、Ｖが算出される。そして、
ステップ１７、１８、１９を経てそのときの静圧Ｐｓ、
硬度、昇降度が算出される。従って、２回目以降は初期
値設定除け遺産が省略されるので、計算ルーチンが短く
速度ベクトルの算出が高速化され、その結果を連続的な
映像に表現することが可能となった。
【００２４】以上、本発明の一実施例を示したが、本発
明は、上記実施例に限定されるものではない。例えば、
多角錐台型ピトー管型プローブの多角錐台面内に配置さ
れる圧力孔は、必ずしも中心方向に直列に２個設けたた
ものに限らず、図３のように並列に２孔設けても良く、
さらには図４に示すように３孔配置しても良く、その配
置及び数は適宜変更が可能である。なお、図３及び図４
において、３０、４０がそれぞれ４角錐台型ピトー管型
プローブを示し、３１、４１が全圧管を、３２1、３
２2、３２3、３２4、４２1、４２2、４２3、４２4がそ
れぞれ傾斜面の圧力孔を示している。
明は、上記実施例に限定されるものではない。例えば、
多角錐台型ピトー管型プローブの多角錐台面内に配置さ
れる圧力孔は、必ずしも中心方向に直列に２個設けたた
ものに限らず、図３のように並列に２孔設けても良く、
さらには図４に示すように３孔配置しても良く、その配
置及び数は適宜変更が可能である。なお、図３及び図４
において、３０、４０がそれぞれ４角錐台型ピトー管型
プローブを示し、３１、４１が全圧管を、３２1、３
２2、３２3、３２4、４２1、４２2、４２3、４２4がそ
れぞれ傾斜面の圧力孔を示している。
【００２５】また図５は、多角錐台型ピトー管型プロー
ブの他の実施例であり、圧縮性を伴い衝撃波が発生する
遷音速領域以上でも使用できるようにした角錐台型ピト
ー管型プローブである。該プローブ５０は、前記のプロ
ーブの角錐面後縁部５１をプローブ軸線に平行になるよ
うに外側に湾曲させてあり、プローブ形状前縁で発生す
る前頭衝撃波、そして角錐面後縁部の異形状領域におい
て発生する楔状の衝撃波の傾きを小さくし、前方の角錐
面上の圧力孔５３に影響を与えないように配慮したもの
である。なお、図において５２は全圧管であり、５４は
ヒータである。
ブの他の実施例であり、圧縮性を伴い衝撃波が発生する
遷音速領域以上でも使用できるようにした角錐台型ピト
ー管型プローブである。該プローブ５０は、前記のプロ
ーブの角錐面後縁部５１をプローブ軸線に平行になるよ
うに外側に湾曲させてあり、プローブ形状前縁で発生す
る前頭衝撃波、そして角錐面後縁部の異形状領域におい
て発生する楔状の衝撃波の傾きを小さくし、前方の角錐
面上の圧力孔５３に影響を与えないように配慮したもの
である。なお、図において５２は全圧管であり、５４は
ヒータである。
【００２６】また、本発明の多角錐台型ピトー管型プロ
ーブは、宇宙往還機を含む航空機のノーズに適用するこ
とも可能である。図６はその場合の実施例を示してい
る。図中６０が航空機のノーズであり、該ノーズが多角
錐台型ピトー管型プローブを構成しており、ノーズと多
角錐台型ピトー管型プローブが一体となっている。その
頂点には遮蔽型全圧管６１が、各四角錐面上には複数個
（本実施例では３個）の圧力孔６２1、６２2、６２3、
６２4が形成されている。該実施例では、多角錐台型ピ
トー管型プローブは長方角錐台型になっていて、図に示
すようにプローブ軸線６３に対して角錐面の角度が上下
と左右で異なっている。プローブ軸線に対して角錐面の
角度を上下と左右で異なることによって、それぞれの角
錐面上の圧力孔が検出する差圧はプローブ軸線に対して
角度が小さい（浅い）と大きな差圧力が得られ、角度が
大きいと差圧が小さくなる反比例の関係にある。また、
一般にプローブ軸線に対する角錐面の角度は圧力分解能
及び測定範囲等を考慮すると４５°前後が理想の角度と
されている。一般に航空機は、ヘリコプター等のように
空中停止や横滑りが得意な機体を除いて、飛行姿勢角は
迎角αで−５°〜＋４０°位まで、横滑り角βで最大±
１５°位である。長方角錐台型プローブは、胴体断面が
上下に細長い楕円状のノーズに適用すれば一体形状で見
栄えが良くなる。一方、本発明の多角錐台型ピトー管型
プローブにおいては、離着陸時は上下の孔を利用するた
め角錐面の角度を大きくする必要があり、巡航時は横滑
りの把握が重要となるため、上下に対しては相対的に角
度を小さくして分解能を上げ、対気速度ベクトルの計測
機能を向上させることが必要であるため、長方形プロー
ブは該要求を十分に満たすことができるという利点があ
る。
ーブは、宇宙往還機を含む航空機のノーズに適用するこ
とも可能である。図６はその場合の実施例を示してい
る。図中６０が航空機のノーズであり、該ノーズが多角
錐台型ピトー管型プローブを構成しており、ノーズと多
角錐台型ピトー管型プローブが一体となっている。その
頂点には遮蔽型全圧管６１が、各四角錐面上には複数個
（本実施例では３個）の圧力孔６２1、６２2、６２3、
６２4が形成されている。該実施例では、多角錐台型ピ
トー管型プローブは長方角錐台型になっていて、図に示
すようにプローブ軸線６３に対して角錐面の角度が上下
と左右で異なっている。プローブ軸線に対して角錐面の
角度を上下と左右で異なることによって、それぞれの角
錐面上の圧力孔が検出する差圧はプローブ軸線に対して
角度が小さい（浅い）と大きな差圧力が得られ、角度が
大きいと差圧が小さくなる反比例の関係にある。また、
一般にプローブ軸線に対する角錐面の角度は圧力分解能
及び測定範囲等を考慮すると４５°前後が理想の角度と
されている。一般に航空機は、ヘリコプター等のように
空中停止や横滑りが得意な機体を除いて、飛行姿勢角は
迎角αで−５°〜＋４０°位まで、横滑り角βで最大±
１５°位である。長方角錐台型プローブは、胴体断面が
上下に細長い楕円状のノーズに適用すれば一体形状で見
栄えが良くなる。一方、本発明の多角錐台型ピトー管型
プローブにおいては、離着陸時は上下の孔を利用するた
め角錐面の角度を大きくする必要があり、巡航時は横滑
りの把握が重要となるため、上下に対しては相対的に角
度を小さくして分解能を上げ、対気速度ベクトルの計測
機能を向上させることが必要であるため、長方形プロー
ブは該要求を十分に満たすことができるという利点があ
る。
【００２７】以上の実施例では、本発明を実機の速度ベ
クトル算出システムに適用した場合について説明した
が、本発明は必ずしも実機搭載型に限らず、風洞内の模
型飛行による実験にも適用できることは言うまでもな
い。また、本発明は、多角錐台型ピトー管型プローブを
風洞内の模型の後方部、あるいは実験機の翼後方部又は
尾翼に設けることによって、後流トラバースの演算処理
にも適用できる。
クトル算出システムに適用した場合について説明した
が、本発明は必ずしも実機搭載型に限らず、風洞内の模
型飛行による実験にも適用できることは言うまでもな
い。また、本発明は、多角錐台型ピトー管型プローブを
風洞内の模型の後方部、あるいは実験機の翼後方部又は
尾翼に設けることによって、後流トラバースの演算処理
にも適用できる。
【００２８】
【発明の効果】本発明は、以上のように従来の速度ベク
トル算出システムと比較して、次のような格別の効果を
奏する。本発明の速度ベクトル算出システムによれば、
一つの多角錐台型ピトー管型プローブ及び演算処理器
で、従来の速度計、高度計、昇降計、マッハ計、ヨーメ
ーターの機能を果たすことができ、検出装置を減らすこ
とができると共に、これらの情報を系合させて出力表示
でき、パイロットに信頼性の高い対気情報を提供するこ
とができる。また、速度変化における圧力係数の影響が
小さく、複雑な補正を行う必要がなく、広角度範囲で精
度良く速度ベクトル情報を得ることができ、高度のコン
ピュータを必要とすることなくヘリコプター等の垂直離
陸機を含む一般の航空機から宇宙往還機を含む極超音速
機まで、広範囲の飛行機に容易に搭載することができ
る。
トル算出システムと比較して、次のような格別の効果を
奏する。本発明の速度ベクトル算出システムによれば、
一つの多角錐台型ピトー管型プローブ及び演算処理器
で、従来の速度計、高度計、昇降計、マッハ計、ヨーメ
ーターの機能を果たすことができ、検出装置を減らすこ
とができると共に、これらの情報を系合させて出力表示
でき、パイロットに信頼性の高い対気情報を提供するこ
とができる。また、速度変化における圧力係数の影響が
小さく、複雑な補正を行う必要がなく、広角度範囲で精
度良く速度ベクトル情報を得ることができ、高度のコン
ピュータを必要とすることなくヘリコプター等の垂直離
陸機を含む一般の航空機から宇宙往還機を含む極超音速
機まで、広範囲の飛行機に容易に搭載することができ
る。
【００２９】さらに、本発明の多角錐台型ピトー管型プ
ローブによれば、風向を検出する圧力孔の速度変化にお
ける圧力係数の影響が小さく、複雑な補正を行う必要が
なく、広角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を検出で
き、且つ目詰まりや振動等による測定不良が発生するお
それもない。請求項４及び請求項７の構成によれば、衝
撃波が発生す遷音速領域以上でも使用できる。請求項５
及び請求項８の構成によれば、航空機のノーズと一体と
なっているので、別個に多角錐台型ピトー管型プローブ
を設ける必要がなく、一体形状で見栄えが良くなり、且
つ長方形にすることによって、上下に対しては相対的に
角度を小さくして分解能を上げ、対気速度ベクトルの計
測機能を向上させるという利点がある。
ローブによれば、風向を検出する圧力孔の速度変化にお
ける圧力係数の影響が小さく、複雑な補正を行う必要が
なく、広角度範囲で精度良く速度ベクトル情報を検出で
き、且つ目詰まりや振動等による測定不良が発生するお
それもない。請求項４及び請求項７の構成によれば、衝
撃波が発生す遷音速領域以上でも使用できる。請求項５
及び請求項８の構成によれば、航空機のノーズと一体と
なっているので、別個に多角錐台型ピトー管型プローブ
を設ける必要がなく、一体形状で見栄えが良くなり、且
つ長方形にすることによって、上下に対しては相対的に
角度を小さくして分解能を上げ、対気速度ベクトルの計
測機能を向上させるという利点がある。
【図１】本発明の速度ベクトル算出システムの実施例に
係るブロック線図である。
係るブロック線図である。
【図２】（ａ）は多角錐台型ピトー管型プローブの正面
図、（ｂ）は側断面図である。
図、（ｂ）は側断面図である。
【図３】多角錐台型ピトー管型プローブの他の実施例の
正面図である。
正面図である。
【図４】多角錐台型ピトー管型プローブのさらに他の実
施例の正面図である。
施例の正面図である。
【図５】多角錐台型ピトー管型プローブのさらに他の実
施例の側断面図である。
施例の側断面図である。
【図６】（ａ）は多角錐台型ピトー管型プローブを航空
機のノーズと一体にした場合の実施例の側面図、（ｂ）
はその正面図である。
機のノーズと一体にした場合の実施例の側面図、（ｂ）
はその正面図である。
【図７】ＲＯＭに格納された速度ベクトルを算出する一
部のプログラムのフローチャートである。
部のプログラムのフローチャートである。
【図８】本発明の速度ベクトル解析手法の基礎となる座
標系の説明図である。
標系の説明図である。
【図９】従来の円頭型５孔型ピトー管の側面図である。
【図１０】従来の複合型速度ベクトルプローブの側面図
である。
である。
１ 多角錐台型ピトー管型プローブ ２ 速度ベ
クトル演算処理器 ３ 圧力変換器 ４ インプ
ットポート ５ ＣＰＵ ６ ＲＯＭ ７ アウトプットポート ８ 姿勢方
位基準装置 ９ 出力器 １０，３０，４０，５０ ４角錐台型ピトー管型プロー
ブ １４，３２，４２，５２ ６２ 圧力孔 １６，３１，４１，５２ ６１ 遮蔽型全圧管 １９，５４ ヒータ ６０ ノーズ
クトル演算処理器 ３ 圧力変換器 ４ インプ
ットポート ５ ＣＰＵ ６ ＲＯＭ ７ アウトプットポート ８ 姿勢方
位基準装置 ９ 出力器 １０，３０，４０，５０ ４角錐台型ピトー管型プロー
ブ １４，３２，４２，５２ ６２ 圧力孔 １６，３１，４１，５２ ６１ 遮蔽型全圧管 １９，５４ ヒータ ６０ ノーズ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 鈴木 誠三 東京都三鷹市新川３ー８ー４ (72)発明者 桑野 尚明 東京都調布市深大寺東町７ー３ー３北台 宿舎１ー１ (72)発明者 半沢 麻雄 東京都八王子市絹ヶ丘３ー３ー16 (72)発明者 斎藤 隆司 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (72)発明者 宇佐見 光男 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (72)発明者 岩田 徹 東京都狛江市和泉本町１ー35ー１ 東京 航空計器株式会社内 (56)参考文献 特開 昭58−30673（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−52679（ＪＰ，Ａ) 実開 昭54−86174（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) G01P 5/16 G01F 1/46 G01P 5/165
Claims (8)
- 【請求項１】 先端部が多角錐台型をなしてその頂点に
遮蔽孔を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係
で定まる一定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧
管を配設固定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上
にそれぞれ圧力孔を配置してなる多角錐台型ピトー管型
プローブが検出する各圧力情報を速度ベクトル演算処理
器に入力して電気信号に変換し、該速度ベクトル演算処
理器に予め記憶させておいた速度ベクトルに対する前記
プローブ各孔の圧力係数を用いて信号処理することによ
って、該圧力情報と空気密度からプローブ軸に対する飛
行速度ベクトル（Ｖ、α、β）を算出すると共に、前記
速度ベクトル演算処理器に姿勢方位基準装置の出力を入
力させ、前記機体軸に対する飛行速度ベクトル情報に、
姿勢方位基準装置からの情報を系合させることによっ
て、対気飛行速度ベクトルを算出することを特徴とする
多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクト
ル検出システム。 - 【請求項２】 前記多角錐台型ピトー管型プローブが検
出する各圧力情報から静圧を算出し、該算出値を用いて
高度及び高度比を算出することを特徴とする請求項１の
飛行速度ベクトル検出システム。 - 【請求項３】 前記多角錐台型ピトー管型プローブの各
角錐面上の圧力孔が複数孔からなることを特徴とする請
求項１又は２の飛行速度ベクトル検出システム。 - 【請求項４】 前記多角錐台型ピトー管型プローブの各
角錐面が外側に湾曲していることを特徴とする請求項
１、２又は３の飛行速度ベクトル検出システム。 - 【請求項５】 前記多角錐台型ピトー管型プローブが航
空機のノーズと一体となっていることを特徴とする請求
項１〜４の何れか記載の飛行速度ベクトル検出システ
ム。 - 【請求項６】 先端部が多角錐台型をなしてその頂点に
遮蔽孔を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係
で定まる一定長だけ入った位置に、孔径より小径の全圧
管を配設固定すると共に、前記多角錐台型の各角錐面上
にそれぞれ圧力孔を配置してなるピトー管型プローブに
おいて、前記各角錐面上の圧力孔が複数孔形成されてな
ることを特徴とする多角錐台型ピトー管型プローブ。 - 【請求項７】 前記各角錐面が外側に湾曲していること
を特徴とする請求項６の多角錐台型ピトー管型プロー
ブ。 - 【請求項８】 前記多角錐台型ピトー管型プローブが、
上下傾斜面の角度が左右傾斜面の角度よりも相対的に大
きい長方角錐台型ピトー管型プローブであることを特徴
とする請求項６又は７の多角錐台型ピトー管型プロー
ブ。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4112434A JP2913005B2 (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ |
| US08/249,068 US5423209A (en) | 1992-04-06 | 1994-05-25 | Truncated pyramid-shape multi-hole pitot probe and flight velocity detection system using said truncated pyramid-shape multi-hole pitot probe |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4112434A JP2913005B2 (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05288761A JPH05288761A (ja) | 1993-11-02 |
| JP2913005B2 true JP2913005B2 (ja) | 1999-06-28 |
Family
ID=14586543
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4112434A Expired - Lifetime JP2913005B2 (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5423209A (ja) |
| JP (1) | JP2913005B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3486672B2 (ja) | 2000-02-25 | 2004-01-13 | 独立行政法人航空宇宙技術研究所 | 四角錐台型５孔ピトー管を用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システムにおける演算処理方法及び方式 |
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|---|---|---|---|---|
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| JP2694263B2 (ja) * | 1994-08-23 | 1997-12-24 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ |
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| JP2884502B2 (ja) * | 1997-06-03 | 1999-04-19 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 四角錐台型５孔プローブを用いた広速度域飛行速度ベクトル計測システム |
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