JPS601419Y2 - 真対気速センサの形状 - Google Patents

Description

【考案の詳細な説明】 本考案は航空機等の速度を測定表示するためのセンサの
形状に関する。

対気速度の表示として用いられる真対気速（以下ＴＡＳ
という）表示はすぐれているので、種々のＴＡＳセンサ
が提案され実施されている。

しかし従来のＴＡＳセンサはピトー管を利用したものに
しろ、カルマン渦の原理を用いたものにしろ、機体の姿
勢角の変化により、その出力の変動が大きいという問題
がある。

特にピトー管を用いたものは姿勢角が±１０°を越える
と出力が急激に低下する。

またカルマン渦の原理を利用したセンサは、ピトー管を
用いたものに比較して広い姿勢角内で用いることができ
るが、その角度内における出力の変動が大きい。

本件考案者等はその出力変動がセンサの空気力学的形状
に原因していることをつきとめた。

本考案の目的は、ＴＡＳセンサの空気力学的形状を改善
することにより、姿勢角の広範囲な変動があっても影響
を受けないセンサ管内気流速を得ることができる、真対
気速センサの形状を提供することにある。

前記目的を遠戚するために本考案による真対気速センサ
の形状は、航空機の外部に固定される翼形中に設けられ
ているトンネルに機外の気流に基づいて生じる気流速を
測定する形式の真対気速センサにおいて、前記翼形の前
端面ば剥離を生せしめないなだらかな曲面で形威し、ト
ンネル入口の内壁面をなだらかな曲面で前記前端面に接
続するとともに、トンネル出口の翼端面ばトンネルの軸
に対して直角に切り落した面とし、トンネル出口では翼
面に沿って流れる気流の剥離を生せしめるように構威し
である。

一般に航空機に働く空気力やそのモーメントをしらべる
ときには、第４図に示すように飛行機の重点を原点とす
る互いに直交する３軸を定め、その軸に関する成分をと
って考えるのが便利であるから広く用いられている。

Ｘ軸は前後軸、ｙ軸は左右軸、２軸は上下軸ともいわれ
る。

本考案においても以下これ等の軸を用いて説明すること
にする。

前述した構成の本考案によるセンサをトンネルの中心軸
がＸ軸に平行になるように、かつ翼面がｘｚ面に平行に
なるように固定すると、ヨウ（ＹＡＷ）方向（２軸まわ
りの角度）±２５°以上、ピッチ方向（ｙ軸まわりの角
度）３００以上までほとんど出力変動のないセンサを得
ることができる。

以下図面等を参照して本考案によるセンサの形状をさら
に詳しく説明する。

第１図はセンサの形状の実施例を示す図である。

なおトンネル内の流速の測定方法は本考案の要旨ではな
いのでトンネル内の流速測定に関連する構造例えはカル
マン渦を発生させるためのストラット等は一切省略しで
ある。

第１図■に示されているように翼形の前端面１ａ、ｌｂ
は機体７に対して後退するように傾斜させられており、
表面はなだらかな曲線、この実施例では傾斜した円柱面
で形成しである。

翼断面は前端が円で左右平行な面をもち後端が外気流の
剥離が生じるようにＸ軸に直角に切断されている。

翼形中に設けられている前後に貫通するトンネル３は、
第１図■に示すように短手方向の孔形状は四角になって
いる。

トンネル３の前方の各壁面３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄは、
それぞれなだらかな曲面で前端面に連続させられている
。

内側壁３Ｃは５ａで、内側壁３ｄは５ｂで、（第１図Ｉ
参照）、上下の内側壁３ａ、３ｂはそれぞれ６ａ。

６ｂで前端面に連続させられている（第１図■参照）。

トンネル３の後側の開口は、トンネルの中心軸に垂直な
面４で直接外気に連通ずるようになっている。

以上のような形状のセンサてはトンネル３に入射する気
流の角度が変っても広い範囲において、一定の利得が得
られる。

ここで利得とはトンネル内の流速と、その流速を発生さ
せた外気流の流速の比であって通常１よりも小さい値と
なる。

本考案による形状によれば気流の入射角度が変っても利
得が落ちないのは、トンネル前方がなだらかに前端につ
ながっていることと後端において通常剥離が生じること
によると考えられる。

次に本考案によるセンサの空気力学的特性を風胴実験デ
ータを参照してさらに説明する。

本件考案によるセンサの特性と比較して従来知られてい
るカルマン渦センサの実測特性を示す。

この比較の対象のセンサの形状は第２図および第３図に
Ｂとして示すような前端が丸く後端がとがっている対称
翼型の部材に前後に貫通する角孔を設けたものであって
、角孔トンネルの出入口は翼面を形成する曲面に鋭くつ
ながっている。

第２図は、いわゆるヨウ角特性を示すグラフである。

横軸を図示のように角度（θ０）で、縦軸を気流速度ラ
ット（ＩＫＴＳ＝ １．８５３ｍ毎時）で示しである。

本件考案によるセンサをＡとしその特性の測定点を点で
示し、比較の対象であるセンサをＢとし、測定点を×印
で示しである。

センサＡ、 Ｂともにこの測定に関しては対称であるか
ら、結果も左右対象に現われている。

センサＡは４０ノツト（７４ｂ毎時）近辺では測定した
全範囲（＋３０°〜−３０°）でほとんど平坦であり、
１２０ノツト（２２２ｋｍ毎時）に近づいたときでも（
＋２５°〜−２５°）の範囲でほぼ満足すべき利得を得
ている。

そして特に着目すべきことはそれを越えても急激な利得
の低下が見られないことである。

これに対してＢのセンサは１２０ノツト（２２２ｍ毎時
）に近いところでは（＋５°〜−５°）の範囲でしか満
足すべき結果が得られず、その範囲を越えると急激に低
下している。

この原因はトンネル出口の気流の状態が気流の速度に依
存して常に変化することによると推定される。

剥離が生じる場合と生じない場合によりトンネル内の流
速は変化しているのではないかと思われる。

次に第３図を参照してピッチ角（ｙ軸まわりの角）の特
性を比較する。

第２図と同様に本考案によるセンサをＡとし測定点を点
、比較のセンサをＢとし測定点を×印して示しである。

なお両者の測定値が一致したところについては、×印の
みを付しである。

このグラフから明らかなようにセンサＡは図中上方向か
らの気流に対しては１２０ノツト（２２２ｋｍ毎時）に
近い領域で２５°位までほぼ満足すべき結果を得ている
。

これに対してゼンサＢは１５°位までしか信頼に価する
データが得られていない。

第２図に示したヨウ方向特性など著しい差はないが、セ
ンサＡが秀れていることは明らかである。

この差も両センサの形状の空気力学的形状の差に原因し
ているものと推定できる。

以上詳しく説明したように本考案による形状を用いれは
姿勢角の広範囲な変動に対しても正しい出力が得られる
真対気速センサを提供することができる。

以上詳しく説明した実施例センサについて、種々の変形
が可能である。

また機体に取り付ける位置も必ずしも機体上方である必
要はない。

本考案の範囲はそのような変形等を含めて実用新案登録
請求の範囲記載のすべてに及ぶものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本考案による真対気速センサ形状の実施例を示
す図であって■はＡ−Ａ切断端面図■は平面図、■は側
面図、■はＢ−Ｂ断面図、■は背面図である。 第２図はヨウ角特性を示すグラフ、第３図はピッチ角特
性を示すグラフ第４図は航空機における３軸を説明する
ための略図である。 １、 ｌａ、 ｌｂ・・・・・・前端面、２・・・
・・・上端面、３・・・・・・トンネル、３ａ、３ｂ、
３ｃ、３ｄ・・・・・・トンネル内側壁、４・・・・・
・後端面、５ａｔ ５ｂｔ ６ａｙ６ｂ・・・・・
・内側面と前端面をつなぐ前面、７・・・・・・機体。

Claims (1)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 航空機の外部に固定される翼形中に設けられているトン
   ネルに機外の気流に基づいて生じる気流速を測定する形
   式の真対気速センサにおいて、前記翼形の前端面ば剥離
   を生せしめないなだらかな曲面て形成し、トンネル入口
   内壁面をなだらかな曲面で前記前端面に接続するととも
   に、トンネルの出口の翼端面ばトンネルの軸に対して直
   角に切り落した面とし、トンネル出口では翼面に沿って
   流れる気流の剥離を生せしめるように構成したことを特
   徴とする真対気速センサの形状。