JPH04218778A - ヘリコプタ用エアデータシステム - Google Patents
ヘリコプタ用エアデータシステムInfo
- Publication number
- JPH04218778A JPH04218778A JP8447291A JP8447291A JPH04218778A JP H04218778 A JPH04218778 A JP H04218778A JP 8447291 A JP8447291 A JP 8447291A JP 8447291 A JP8447291 A JP 8447291A JP H04218778 A JPH04218778 A JP H04218778A
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- JP
- Japan
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- rotor
- helicopter
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- air data
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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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタの対気速度
を検出するのに使用されるエアデータシステムに関する
。
を検出するのに使用されるエアデータシステムに関する
。
【０００２】
【従来の技術】従来ヘリコプタの対気速度を検出するの
に使用されるエアデータシステムとしては、固定翼航空
機と同様にピトー管、フラッシュポート等の対気速度検
出用の空気圧センサを機体の前方または前端に配設し、
静圧Ｐｓと全圧Ｐｔとの差すなわち動圧Ｑｃ（＝Ｐｔ−
Ｐｓ）から対気速度Ｖ＝ｆ（Ｑｃ）を検出するものが知
られている。しかしながら、このようなエアデータシス
テムでは、一方向（一般的に機軸方向）のみの速度しか
検出できず、しかも、低速域（３０〜５０ノットすなわ
ち、１５．４〜２５．７ｍ／ｓｅｃ）以下では動圧Ｑｃ
が小さいため、誤差が大きくて使いものにならないとい
う問題点があった。
に使用されるエアデータシステムとしては、固定翼航空
機と同様にピトー管、フラッシュポート等の対気速度検
出用の空気圧センサを機体の前方または前端に配設し、
静圧Ｐｓと全圧Ｐｔとの差すなわち動圧Ｑｃ（＝Ｐｔ−
Ｐｓ）から対気速度Ｖ＝ｆ（Ｑｃ）を検出するものが知
られている。しかしながら、このようなエアデータシス
テムでは、一方向（一般的に機軸方向）のみの速度しか
検出できず、しかも、低速域（３０〜５０ノットすなわ
ち、１５．４〜２５．７ｍ／ｓｅｃ）以下では動圧Ｑｃ
が小さいため、誤差が大きくて使いものにならないとい
う問題点があった。
【０００３】そこで従来、前述の問題点を解消するヘリ
コプタのエアデータシステムとして、中央部が機体の鉛
直軸周りに回転駆動されるアームの両端にピトー管また
はベンチュリー管等の空気圧検出部を設け、検出された
空気圧から計算されるアーム両端の対気速度から、ヘリ
コプタの速度とその方向とを検出するようにしたものが
知られている。
コプタのエアデータシステムとして、中央部が機体の鉛
直軸周りに回転駆動されるアームの両端にピトー管また
はベンチュリー管等の空気圧検出部を設け、検出された
空気圧から計算されるアーム両端の対気速度から、ヘリ
コプタの速度とその方向とを検出するようにしたものが
知られている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、前記回
転駆動されるアーム両端の対気速度からヘリコプタの速
度とその方向とを検出するようにしたエアデータシステ
ムでは、回転駆動されるアームをわざわざ設ける必要が
ある。また、前記アーム両端の対気速度を検出するのに
、普通ピトー管等の空気圧検出部から得られる動圧Ｑｃ
が用いられる。そして、前記動圧Ｑｃから前記アーム両
端の対気速度を計算する場合、動圧Ｑｃがある程度大き
くなければ精度良く対気速度を検出することができない
。前記動圧Ｑｃを大きくするために、強度上アームの長
さをあまり長くとれないので、回転数を上げなければア
ーム両端の周速度を充分にとることができないという問
題点があった。また、ロータからの吹き下ろしの風の影
響を受けるので、誤差が生じ易いという問題点があった
。本発明は、前述の事情に鑑み、ヘリコプタの速度とそ
の方向とを精度良く検出できるようにすることを課題と
する。
転駆動されるアーム両端の対気速度からヘリコプタの速
度とその方向とを検出するようにしたエアデータシステ
ムでは、回転駆動されるアームをわざわざ設ける必要が
ある。また、前記アーム両端の対気速度を検出するのに
、普通ピトー管等の空気圧検出部から得られる動圧Ｑｃ
が用いられる。そして、前記動圧Ｑｃから前記アーム両
端の対気速度を計算する場合、動圧Ｑｃがある程度大き
くなければ精度良く対気速度を検出することができない
。前記動圧Ｑｃを大きくするために、強度上アームの長
さをあまり長くとれないので、回転数を上げなければア
ーム両端の周速度を充分にとることができないという問
題点があった。また、ロータからの吹き下ろしの風の影
響を受けるので、誤差が生じ易いという問題点があった
。本発明は、前述の事情に鑑み、ヘリコプタの速度とそ
の方向とを精度良く検出できるようにすることを課題と
する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記課題を解決するため
に、本発明のヘリコプタ用のエアデータシステムは、ヘ
リコプタのロータの先端に設けた空気圧検出部と、ヘリ
コプタの機体に対する前記ロータの回転角を検出するロ
ータ回転角センサと、ロータ回転角信号およびロータ先
端の空気圧信号からヘリコプタの速度およびその方向を
計算するエアデータ計算装置とを備えたことを特徴とす
る。
に、本発明のヘリコプタ用のエアデータシステムは、ヘ
リコプタのロータの先端に設けた空気圧検出部と、ヘリ
コプタの機体に対する前記ロータの回転角を検出するロ
ータ回転角センサと、ロータ回転角信号およびロータ先
端の空気圧信号からヘリコプタの速度およびその方向を
計算するエアデータ計算装置とを備えたことを特徴とす
る。
【０００６】
【作用】前述の特徴を備えた本発明のヘリコプタ用エア
データシステムは、ロータの先端に空気圧検出部を配設
したので、回転するアームを別途設ける必要が無くなる
。また、ロータのスパンは長いので、ロータ先端の周速
度を充分大きくすることができる。したがって、検出さ
れる動圧も大きくなり、対気速度の検出精度も向上する
。
データシステムは、ロータの先端に空気圧検出部を配設
したので、回転するアームを別途設ける必要が無くなる
。また、ロータのスパンは長いので、ロータ先端の周速
度を充分大きくすることができる。したがって、検出さ
れる動圧も大きくなり、対気速度の検出精度も向上する
。
【０００７】
【実施例】以下、図面により本発明の実施例を説明する
。図１は本発明のヘリコプタ用エアデータシステムの第
１実施例を設けたヘリコプタの平面図、図２はその側面
図、図３は前記ヘリコプタ用エアデータシステムの一実
施例の説明図、である。図１において、ヘリコプタ１は
、２枚羽根式のロータ２を有し、速度Ｖで飛行している
。前記ロータ２の両先端には空気圧検出部としてのピト
ー管３，４が設けられている。図１および図３に示すよ
うに、ピトー管３には全圧Ｐｔ１を検出する全圧孔３ａ
および静圧Ｐｓ１を検出する静圧孔３ｂが設けられてい
る。また、図３に示すように、ピトー管４には全圧孔Ｐ
ｔ２を検出する全圧孔４ａおよび静圧Ｐｓ２を検出する
静圧孔４ｂが設けられている。
。図１は本発明のヘリコプタ用エアデータシステムの第
１実施例を設けたヘリコプタの平面図、図２はその側面
図、図３は前記ヘリコプタ用エアデータシステムの一実
施例の説明図、である。図１において、ヘリコプタ１は
、２枚羽根式のロータ２を有し、速度Ｖで飛行している
。前記ロータ２の両先端には空気圧検出部としてのピト
ー管３，４が設けられている。図１および図３に示すよ
うに、ピトー管３には全圧Ｐｔ１を検出する全圧孔３ａ
および静圧Ｐｓ１を検出する静圧孔３ｂが設けられてい
る。また、図３に示すように、ピトー管４には全圧孔Ｐ
ｔ２を検出する全圧孔４ａおよび静圧Ｐｓ２を検出する
静圧孔４ｂが設けられている。
【０００８】図４に示すように、ピトー管３で検出され
た全圧Ｐｔ１＝Ｐｓ１＋Ｑｃ１および静圧Ｐｓ１は動圧
センサ５に入力される。動圧センサ５は動圧Ｑｃ１の大
きさに応じた電気信号をセンサインタフェース、マイク
ロプロセッサ等により構成されたエアデータ計算手段９
に出力するように構成されている。前記静圧Ｐｓ１は静
圧センサ６にも入力される。静圧センサ６は静圧Ｐｓ１
の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算手段９
に出力するように構成されている。同様に、ピトー管４
で検出された全圧Ｐｔ２＝Ｐｓ２＋Ｑｃ２および静圧Ｐ
ｓ２は動圧センサ７に入力される。動圧センサ７は動圧
Ｑｃ２の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算
手段９に出力するように構成されている。前記静圧Ｐｓ
２は静圧センサ８にも入力される。静圧センサ８は静圧
Ｐｓ２の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算
手段９に出力するように構成されている。前記符号５〜
９で示された構成要素からエアデータ計算装置Ｃが構成
されている。また、図３に示すロータ回転角センサ１０
は、図１のロータ回転角度（機体軸とロータとのなす角
度）θに応じた電気信号を前記エアデータ計算手段９に
出力するように構成されている。
た全圧Ｐｔ１＝Ｐｓ１＋Ｑｃ１および静圧Ｐｓ１は動圧
センサ５に入力される。動圧センサ５は動圧Ｑｃ１の大
きさに応じた電気信号をセンサインタフェース、マイク
ロプロセッサ等により構成されたエアデータ計算手段９
に出力するように構成されている。前記静圧Ｐｓ１は静
圧センサ６にも入力される。静圧センサ６は静圧Ｐｓ１
の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算手段９
に出力するように構成されている。同様に、ピトー管４
で検出された全圧Ｐｔ２＝Ｐｓ２＋Ｑｃ２および静圧Ｐ
ｓ２は動圧センサ７に入力される。動圧センサ７は動圧
Ｑｃ２の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算
手段９に出力するように構成されている。前記静圧Ｐｓ
２は静圧センサ８にも入力される。静圧センサ８は静圧
Ｐｓ２の大きさに応じた電気信号を前記エアデータ計算
手段９に出力するように構成されている。前記符号５〜
９で示された構成要素からエアデータ計算装置Ｃが構成
されている。また、図３に示すロータ回転角センサ１０
は、図１のロータ回転角度（機体軸とロータとのなす角
度）θに応じた電気信号を前記エアデータ計算手段９に
出力するように構成されている。
【０００９】次に、前述の構成を備えた実施例の作用に
ついて説明する。図１において、 α…機体軸方向に対するヘリコプタ１の進行方向、Ｖ…
ヘリコプタ１の進行方向の速度、 ω・・・・ロータ２の回転角速度、 θ・・・・機体軸に対するロータ２の回転角、Ｌ・・・
・ロータ２の回転中心からロータ先端のピトー管３，４
までの距離、 Ｖ１，Ｖ２・・・・ロータ先端の対気速度、とする。図
３に示すように、動圧信号Ｑｃ１，Ｑｃ２、静圧信号Ｐ
ｓ１，Ｐｓ２およびロータ回転角θがエアデータ計算手
段９に入力されている。
ついて説明する。図１において、 α…機体軸方向に対するヘリコプタ１の進行方向、Ｖ…
ヘリコプタ１の進行方向の速度、 ω・・・・ロータ２の回転角速度、 θ・・・・機体軸に対するロータ２の回転角、Ｌ・・・
・ロータ２の回転中心からロータ先端のピトー管３，４
までの距離、 Ｖ１，Ｖ２・・・・ロータ先端の対気速度、とする。図
３に示すように、動圧信号Ｑｃ１，Ｑｃ２、静圧信号Ｐ
ｓ１，Ｐｓ２およびロータ回転角θがエアデータ計算手
段９に入力されている。
【００１０】ところで、前記Ｖ１，Ｖ２は前記動圧Ｑｃ
１，Ｑｃ２の関数である。すなわち、 Ｖ１＝ｆ（Ｑｃ１）・・・・・・・・・・・・・・・・
・・・・・・（１）Ｖ２＝ｆ（Ｑｃ２）・・・・・・・
・・・・・・・・・・・・・・・（２）であるから、前
記エアデータ計算手段９は、ロータの回転角θの各値に
対応するＶ１，Ｖ２の値を算出することができる。また
、図１より、 となる。
１，Ｑｃ２の関数である。すなわち、 Ｖ１＝ｆ（Ｑｃ１）・・・・・・・・・・・・・・・・
・・・・・・（１）Ｖ２＝ｆ（Ｑｃ２）・・・・・・・
・・・・・・・・・・・・・・・（２）であるから、前
記エアデータ計算手段９は、ロータの回転角θの各値に
対応するＶ１，Ｖ２の値を算出することができる。また
、図１より、 となる。
【００１１】したがって、横軸にθ（０≦θ≦３６０゜
）をとり、縦軸にＶ１−Ｖ２をとって、上記（５）式を
グラフに描くと図４のようになる。図４のグラフにおい
て、ｇ（θ）がマイナスからプラスに移行するときのθ
軸との交点のθの値が前記機体軸方向に対するヘリコプ
タ１の進行方向αとなる。また、（５）式よりｇ（θ）
の振幅からヘリコプタ１の速度Ｖが定まることが分かる
。したがって、前記進行方向αおよび速度Ｖの値はエア
データ計算手段９により計算して求めることができる。 また、静圧Ｐｓ１，Ｐｓ２は略々等しいがこれらの平均
値をヘリコプタ１のその位置の気圧の値として、気圧高
度Ｈｐを算出することができる。
）をとり、縦軸にＶ１−Ｖ２をとって、上記（５）式を
グラフに描くと図４のようになる。図４のグラフにおい
て、ｇ（θ）がマイナスからプラスに移行するときのθ
軸との交点のθの値が前記機体軸方向に対するヘリコプ
タ１の進行方向αとなる。また、（５）式よりｇ（θ）
の振幅からヘリコプタ１の速度Ｖが定まることが分かる
。したがって、前記進行方向αおよび速度Ｖの値はエア
データ計算手段９により計算して求めることができる。 また、静圧Ｐｓ１，Ｐｓ２は略々等しいがこれらの平均
値をヘリコプタ１のその位置の気圧の値として、気圧高
度Ｈｐを算出することができる。
【００１２】次に、図５〜図８により本発明のエアデー
タシステムの第２実施例を説明する。図５は同第２実施
例の要部斜視図、図６は前記図５のＶＩ−ＶＩ線断面図
、図７，８は同第２実施例の作用を説明するための図で
ある。この第２実施例の説明において、前記第１実施例
の構成要素に対応する第２実施例の構成要素には同一の
符号を付して重複する詳細な説明は省略する。この第２
実施例は、ピトー管３，４の構造およびピトー管３，４
の前記ロータ２への取付構造が前記第１実施例と相違し
ているが、その他の点では前記第１実施例と相違がない
。 なお、ピトー管３および４は同一の構造を有しているの
で、以下ピトー管３についてのみ説明する。
タシステムの第２実施例を説明する。図５は同第２実施
例の要部斜視図、図６は前記図５のＶＩ−ＶＩ線断面図
、図７，８は同第２実施例の作用を説明するための図で
ある。この第２実施例の説明において、前記第１実施例
の構成要素に対応する第２実施例の構成要素には同一の
符号を付して重複する詳細な説明は省略する。この第２
実施例は、ピトー管３，４の構造およびピトー管３，４
の前記ロータ２への取付構造が前記第１実施例と相違し
ているが、その他の点では前記第１実施例と相違がない
。 なお、ピトー管３および４は同一の構造を有しているの
で、以下ピトー管３についてのみ説明する。
【００１３】図５，６において、ロータ２の先端には支
持筒２１が設けられており、ピトー管３には前記支持筒
２１に嵌合する回動筒２２が固定されている。ピトー管
３の回動筒２２は、前記支持筒２１によって回動自在に
支持されている。また、回動筒２２には抜け止め防止用
のＣクリップ２３が装着されている。そして、前記ピト
ー管３の全圧孔３ａ、静圧孔３ｂによって検出された全
圧Ｐｔ１、静圧Ｐｓ１等の信号は、前記回動筒２２内を
貫通する信号線（図示せず）によってロータ２側に伝送
されるように構成されている。前記ピトー管３には、ピ
トー管３の姿勢を調節するための一対の水平翼２４，２
４が設けられている。前記水平翼２４，２４によって前
記ピトー管３の姿勢は、自動的に調節されるようになっ
ている。
持筒２１が設けられており、ピトー管３には前記支持筒
２１に嵌合する回動筒２２が固定されている。ピトー管
３の回動筒２２は、前記支持筒２１によって回動自在に
支持されている。また、回動筒２２には抜け止め防止用
のＣクリップ２３が装着されている。そして、前記ピト
ー管３の全圧孔３ａ、静圧孔３ｂによって検出された全
圧Ｐｔ１、静圧Ｐｓ１等の信号は、前記回動筒２２内を
貫通する信号線（図示せず）によってロータ２側に伝送
されるように構成されている。前記ピトー管３には、ピ
トー管３の姿勢を調節するための一対の水平翼２４，２
４が設けられている。前記水平翼２４，２４によって前
記ピトー管３の姿勢は、自動的に調節されるようになっ
ている。
【００１４】次に、図７，８を参照しながら、前記第２
実施例の作用を説明する。まず、図８に示すように、ロ
ータ２先端にピトー管３を固定した場合について考える
。ヘリコプター１は、機体軸に対し、ロータ２の傾きを
変えながら飛行するため、ピトー管３の向きがロータ２
に対して固定されていると、ピトー管３の向き（姿勢）
とヘリコプタ１の進行方向を含む面Ｓとの間に傾きが生
じる。この場合、前記全圧Ｐｔ１の検出値に誤差が生じ
、その検出値は実際より小さくなる。しかしながら、前
記第２実施例のように、前記水平翼２４，２４によって
前記ピトー管３の姿勢が自動的に調節されるようにした
場合には、図７に示すように、ピトー管３の向きが自動
的に調節されて、ピトー管３の向き（姿勢）とヘリコプ
タ１の進行方向を含む面Ｓとの間の傾きは小さくなる。 この場合、前記全圧Ｐｔ１の検出値の誤差は小さくなる
。
実施例の作用を説明する。まず、図８に示すように、ロ
ータ２先端にピトー管３を固定した場合について考える
。ヘリコプター１は、機体軸に対し、ロータ２の傾きを
変えながら飛行するため、ピトー管３の向きがロータ２
に対して固定されていると、ピトー管３の向き（姿勢）
とヘリコプタ１の進行方向を含む面Ｓとの間に傾きが生
じる。この場合、前記全圧Ｐｔ１の検出値に誤差が生じ
、その検出値は実際より小さくなる。しかしながら、前
記第２実施例のように、前記水平翼２４，２４によって
前記ピトー管３の姿勢が自動的に調節されるようにした
場合には、図７に示すように、ピトー管３の向きが自動
的に調節されて、ピトー管３の向き（姿勢）とヘリコプ
タ１の進行方向を含む面Ｓとの間の傾きは小さくなる。 この場合、前記全圧Ｐｔ１の検出値の誤差は小さくなる
。
【００１５】以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明は、前記実施例に限定されるものではなく、特許請求
の範囲に記載された本発明を逸脱することなく種々の設
計変更を行うことが可能である。例えば、空気圧検出部
としてピトー管の代わりにブレード表面に孔を設けたフ
ラッシュポートを採用することも可能である。また、ロ
ータの一端にのみ空気圧検出部を設け、この空気圧セン
サにより検出されるロータの各回転角におけるロータ先
端の対気速度から、前記ヘリコプタ１の進行方向αおよ
び速度Ｖを計算することも可能である。さらに、ロータ
が３枚羽根の場合には、３個の空気圧検出部および空気
圧センサ（動圧センサおよび静圧センサ）を用いて、各
センサの検出信号を平均化して用いることにより、進行
方向αおよび速度Ｖの検出誤差を少なくすることも可能
であり、また、１個の空気圧センサが故障した場合には
残りの空気圧センサのみをを用いて進行方向αおよび速
度Ｖを算出することも可能である。
明は、前記実施例に限定されるものではなく、特許請求
の範囲に記載された本発明を逸脱することなく種々の設
計変更を行うことが可能である。例えば、空気圧検出部
としてピトー管の代わりにブレード表面に孔を設けたフ
ラッシュポートを採用することも可能である。また、ロ
ータの一端にのみ空気圧検出部を設け、この空気圧セン
サにより検出されるロータの各回転角におけるロータ先
端の対気速度から、前記ヘリコプタ１の進行方向αおよ
び速度Ｖを計算することも可能である。さらに、ロータ
が３枚羽根の場合には、３個の空気圧検出部および空気
圧センサ（動圧センサおよび静圧センサ）を用いて、各
センサの検出信号を平均化して用いることにより、進行
方向αおよび速度Ｖの検出誤差を少なくすることも可能
であり、また、１個の空気圧センサが故障した場合には
残りの空気圧センサのみをを用いて進行方向αおよび速
度Ｖを算出することも可能である。
【００１６】
【発明の効果】前述の本発明のヘリコプタ用エアデータ
システムは、ロータの先端に空気圧検出部を配設したの
で、回転するアームを別途設ける必要が無くなる。また
、ロータのスパンは長いので、ロータ先端の周速度を充
分大きくすることができる。したがって、検出される動
圧も大きくなり、対気速度の検出精度も向上する。した
がって、ヘリコプタの速度とその方向とを精度良く検出
できるようになる。
システムは、ロータの先端に空気圧検出部を配設したの
で、回転するアームを別途設ける必要が無くなる。また
、ロータのスパンは長いので、ロータ先端の周速度を充
分大きくすることができる。したがって、検出される動
圧も大きくなり、対気速度の検出精度も向上する。した
がって、ヘリコプタの速度とその方向とを精度良く検出
できるようになる。
【図１】 図１は本発明のヘリコプタ用エアデータシ
ステムの第１実施例が設けられたヘリコプタの平面図で
ある。
ステムの第１実施例が設けられたヘリコプタの平面図で
ある。
【図２】 図２は前記図１の側面図である。
【図３】 図３は前記ヘリコプタ用エアデータシステ
ムの第１実施例の説明図である。
ムの第１実施例の説明図である。
【図４】 図４は同第１実施例の作用説明図である。
【図５】 図５は本発明の第２実施例の要部斜視図で
ある。
ある。
【図６】 図６は前記第５図のＶＩ−ＶＩ線断面図で
ある。
ある。
【図７】 図７は同第２実施例の作用説明図である。
【図８】 図８は同第２実施例の作用を説明するため
の図である。１…ヘリコプタ、２…ロータ、３…空気圧
検出部（ピトー管）、４…空気圧検出部（ピトー管）、
１０…ロータ回転角センサ、２４…水平翼、Ｃ…エアデ
ータ計算装置、
の図である。１…ヘリコプタ、２…ロータ、３…空気圧
検出部（ピトー管）、４…空気圧検出部（ピトー管）、
１０…ロータ回転角センサ、２４…水平翼、Ｃ…エアデ
ータ計算装置、
Claims (1)
- 【請求項１】 ヘリコプタのロータの先端に設けた空
気圧検出部と、ヘリコプタの機体に対する前記ロータの
回転角を検出するロータ回転角センサと、ロータ回転角
信号およびロータ先端の空気圧信号からヘリコプタの対
気速度およびその方向を計算するエアデータ計算装置と
を備えたヘリコプタ用エアデータシステム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8447291A JPH04218778A (ja) | 1990-03-29 | 1991-03-26 | ヘリコプタ用エアデータシステム |
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7865090 | 1990-03-29 | ||
| JP2-78650 | 1990-03-29 | ||
| JP8447291A JPH04218778A (ja) | 1990-03-29 | 1991-03-26 | ヘリコプタ用エアデータシステム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04218778A true JPH04218778A (ja) | 1992-08-10 |
Family
ID=26419703
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8447291A Pending JPH04218778A (ja) | 1990-03-29 | 1991-03-26 | ヘリコプタ用エアデータシステム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04218778A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0763743A1 (en) * | 1995-09-14 | 1997-03-19 | Gkn Westland Helicopters Limited | Method and apparatus for determining the airspeed of rotary wing aircraft |
| FR2818383A1 (fr) * | 2000-12-19 | 2002-06-21 | Thomson Csf | Anemometre pour helicoptere |
| WO2006093520A1 (en) * | 2004-07-13 | 2006-09-08 | Honeywell International Inc. | Air data system and method for rotary aircraft |
-
1991
- 1991-03-26 JP JP8447291A patent/JPH04218778A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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