(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機に取付けられた構造を備えているセンサシステムにおいて、
前記航空機に取付けられた構造は、
ウインドウを備えているセンサハウジングと、
前記センサハウジング内に内蔵され、ウインドウを通して入力信号を受取るセンサ装置と、
前記センサハウジングの外壁のウインドウに隣接するウインドウ支持領域の外面に設けられている断熱層とを具備しており、
前記センサハウジングは、熱シンクとして機能する取付けフランジを有し、外面にウインドウ支持領域を有する外壁と、
前記外壁のウインドウ支持領域に取付けられてウインドウ支持領域の開口をカバーしているウインドウとを備えており、
前記センサハウジングは、航空機の周囲を流れる空気流に前記ウインドウが対向するように、航空機の飛行方向である前方方向に前記ウインドウが面した位置で航空機に固定されており、
前記センサ装置は、赤外線センサと、前記赤外線センサを冷却する極低温冷却装置とを具備し、
前記断熱層は、０．５ｍｍ（０．０２０インチ）以上の厚さを有する有機材料で構成され、航空機の周囲を流れる空気流による摩擦により生じる前記ウインドウ支持領域の加熱を減少させるように前記ウインドウに隣接する前記ウインドウ支持領域の前記空気流に対面する外面に接着層により取付けられている断熱材料の独立型の部品であり、
前記センサハウジングと前記センサ装置の総重量は２．２７Ｋｇ（５ポンド）未満であるように構成されているセンサシステム。
【請求項２】
断熱層を構成している有機材料は、ガラスファイバエポキシ複合材料である請求項１記載のセンサシステム。
【請求項３】
前記センサハウジングは、直径が１０１．６ｍｍ（４インチ）を越えないエンベロープ内に配置されている請求項１記載のセンサシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、赤外線センサシステムのようなセンサシステムに関し、とくに、動作中に高温にさらされるセンサシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は典型的に異なったタイプの多数のセンサを使用する。多くの軍用航空機および増加している民間航空機は、その航空機に向けて発射されたミサイルのような潜在的な脅威を検出するために赤外線センサを備えている。赤外線センサは、その航空機に接近中のミサイルのモータにより生成されたもののような赤外線シグナチャの存在を感知し、対応手段を使用することができるように警告を与える。
【０００３】
１つのタイプの赤外線センサにおいて、センサ（検出器）はその性能を改善するために低下させた温度で動作される。温度は任意の方法で低下させることができるが、しかし典型的に、センサシステムとそのセンサハウジング内で一体になっている小型の極低温冷却装置によって温度低下が行われる。極低温冷却装置は、約７７Ｋ以下の温度にセンサを冷却するために使用可能である。別の場合においては、センサは熱電ヒートポンプによって約１８０Ｋに冷却されることができる。しかしながら、全ての極低温冷却装置は熱除去率および温度差において制限されている。極低温冷却装置は、その動作に不利な条件があり、また、熱負荷および外部温度が上昇すると動作不可能になる可能性がある。
【０００４】
典型的な場合において、赤外線センサは航空機に対して固定された方向に向けられた広角センサである。たとえば、そのセンサは前方を向いたセンサ、後方を向いたセンサまたは横を向いたセンサであってもよい。この配置は、照準システムの使用を避けることによりセンサシステムの重量を最小にする。センサシステムは実際には航空機の寿命中、ある場合は数度しか必要とされず、またある場合には全く必要とされないが、その航空機は赤外線センサの重量を常に支えていなければならないため、このような重量の最小化は非常に望ましい。さらに、センサシステムの全体的な物理的寸法（“エンベロープ”）が非常に小さく維持されなければならないことは非常に重要である。何故ならば、センサシステムは通常航空機上のその意図された視野が障害物で遮られない位置に配置されるが、そのスペースは航空機の幾何学形状および、または同様に配置されなければならないその他の計器のために非常に狭いためである。
【０００５】
航空機が飛行すると、前方に向いたセンサシステムは気流と直接またはほぼ直接対面する。大気中を高速で移動している物体は、移動している空気がその障害物によって阻止されるようになったときに加熱される。たとえば、移動している空気の高い運動エネルギは、摩擦プロセスによって高い局所温度および圧力の形態の潜在的なエネルギに変換される。局所的な上昇された温度は、断熱回復温度と呼ばれている。この断熱回復温度の値は、航空機の速度と共に急峻に増加する。マッハ０．８亜音速の速度でさえ、断熱回復温度は、周囲大気温度が９０℃のときに１３４℃である。周囲大気温度がそれより低い７１℃のときには、マッハ１．４でこの同じ１３４℃の断熱回復温度に到達する。これらは、普通の軍事飛行条件である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
結果的に、航空機が超音速または超音速に近い速さで飛行している状況において、前方に向いたセンサシステムではいくつかの困難な動作問題が発生する。センサシステムが長い時間期間にわたってこのような速度で飛行する場合においては、センサシステムは、その長い時間にわたってセンサシステムを低下した温度に維持するように十分な冷却パワーを備えた極低温冷却装置を設けられることができる。しかしながら、航空機が短い時間だけでこれらの高速度に達する“ダッシュ”と呼ばれる状況の場合、極低温冷却装置をその短期間中に生じる一時的な加熱に対して十分な冷却パワーを備えたものに形成すると結果的に、重量、寸法エンベロープおよび電力消費量の著しい不利益が生じる。センサシステムはこのダッシュ期間中動作している状態を維持されなければならない。これは、典型的にそのセンサシステムが最も必要とされる戦術的状況でダッシュが行われるためである。
【０００７】
センサシステムの重量をあまり増加させずに、高温環境において動作されて極低温に冷却されるセンサシステムを提供する方法が必要とされている。本発明はこの必要性を満足させ、さらに関連した利点を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、上昇した表面温度から保護され、そうでなければ、その内部温度がその動作限界を超えて上昇するセンサシステムを提供する。この方法は種々の高温環境において有効であるが、しかし、比較的短い過渡状況で加熱が生じるとき、とくに有効である。この方法の結果、センサシステムの重量およびエンベロープの寸法の増加は無視できるほど僅かであり、その電力消費量は増加しない。
【０００９】
本発明によると、センサシステムは、１つの外方に向いた外面を備えたウインドウ支持領域を有する外壁と、外壁に対してそのウインドウ支持領域を通って取付けられているウインドウとを備えたセンサハウジングを具備している。１つの設計において、外壁のウインドウ支持領域は取付けフランジのセグメントを備えている。センサ装置はセンサハウジング内に内蔵され、ウインドウを通して入力信号を受取る。センサ装置は、好ましくは赤外線センサであるセンサと、このセンサを冷却する極低温冷却装置とを備えていることが望ましい。
【００１０】
外壁のウインドウ支持領域の外面上に、ウインドウのすぐ隣りで、このウインドウとそのウインドウのために必要とされる開口の上に重ならない位置に、断熱層が設けられている。この断熱層は断熱材料の独立型部品であることが好ましく、あるいは、それはコーティングであってもよい。断熱層は有機材料で構成されてもよい。好ましい断熱層は、ガラスファイバエポキシ複合材料を含む断熱材料の独立型部品である。断熱層は、厚さが少なくとも約０．０２０インチであり、約０．０２０インチ乃至約０．０６０インチであることが好ましい。断熱層は、任意の実施可能な方法によりウインドウ支持領域の外面に取付けられるが、接着層により取付けられることが好ましい。
【００１１】
高温環境中での感知方法は、この明細書に記載されているタイプのセンサシステムを設け、断熱層が存在しない場合に外壁のウインドウ支持領域が約１００℃を超える温度に加熱される環境においてそのセンサシステムを動作させるステップを含んでいる。この明細書の他の箇所で説明されている実施可能な特徴がこの方法によって使用されることができる。
【００１２】
１つの好ましい適用は、センサシステムをその外面が前方に向いているように航空機に取付ける（すなわち、航空機の飛行方向に向いている）ことである。その後、航空機は、その外面が空気力学的加熱により加熱されるように動作される。この好ましい適用に関して、加熱は、限られた時間期間にわたって発生する過渡的効果である。高速ダッシュ、すなわち、約１０分も持続しない飛行速度の急加速（ｂｕｒｓｔ）が典型的な過渡的状況である。しかしながら、この期間は、センサハウジングの著しい加熱を生じさせるほど十分に長くはない。
【００１３】
多くの適用について、センサハウジングは、約４インチを超えない直径を有する球形であることが好ましい、物理的に小さいエンベロープを有していることが望ましい。センサハウジングおよびセンサ装置の合計重量は、約５ポンド未満であることもまた望ましい。しかしながら、この小さい寸法と重量により、センサシステムは、一時的な過渡的温度上昇が定常状態の冷却容量を圧倒することのできる低い熱質量を有する。本発明の方法は、センサシステムがこのような過渡的な温度上昇を通じて動作すると共にその機能を維持することを可能にする。
【００１４】
典型的な従来技術の方法においては、熱に感応するセンサシステムの素子は、断熱材料により囲まれており、ある形態の液体、気体またはその他による冷却が行われる。ここに記載されている方法は、主として、このような伝統的な能動的冷却方法が使用されることのできないセンサシステムに適応される。とくに、いくつかの場合においては、センサシステムの小さい寸法のために内部熱絶縁を使用することができない。すなわち、寸法が小さく、航空機上で位置的に離れており、また、冷却液供給ラインまたは気体冷却管が存在しないために、冷却液または冷却気流のような能動的冷却を使用することは不可能である。熱を除去する唯一の通路は、航空機フレームへの取付けフランジによるものである。いくつかの場合において、設置制約のために、取付けフランジはセンサの前面付近に配置されることを強制され、それによって通常の設計方法の使用が妨げられる。
【００１５】
本発明のセンサシステムは高速飛行状態において経験される力に適合する外部断熱層を使用し、また、これらの状態下で経験される温度からセンサ装置を十分に断熱する。センサシステムは、任意のセンサハウジング寸法および総重量で構成されることができるが、しかし、それは、センサハウジングが小さくなければならず、かつエンベロープの寸法が厳しく制約され、また、センサハウジングとセンサ装置の総重量が小さくなければならないとき、最も有効に適応される。内部断熱の使用には、内部体積を増加する必要があり、これは許容できない。さらに、内部熱絶縁は、センサ装置の冷却を妨げると共に、好ましい場合ではセンサシステムを航空機の構造に取付けている取付けフランジのような利用可能な熱流通路を通ってセンサ装置から外部熱シンクに熱が除去されることを妨げる。それはまた熱シンクへの熱流通路上の熱負荷を増加させる。他方、外部熱絶縁は、まず第１に熱がセンサシステムに入ることを阻止するため、熱除去流動通路上の負荷は増加しない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
以下の好ましい実施形態の詳細な説明および例示によって本発明の原理を説明している添付図面から本発明のその他の特徴および利点が明らかになるであろう。しかしながら、本発明の技術的範囲は、この好ましい実施形態に制限されない。  
図１は、航空機20（直接関係のある構造を不明瞭にしないように翼は示されていない）と、この航空機20に取付けられたセンサシステム22の好ましい実施形態を概略的に示している。航空機20は飛行方向24に飛行する。航空機20は有人航空機であってもよいし、あるいはミサイルのような無人航空機であってもよい。航空機20は軍用または民間航空機であることができる。使用されることのできる航空機20のタイプに関して何ら制限は認められない。図１の実施形態においては、センサシステム22は前方に向いた状態で固定されている。すなわち、センサシステム22は、それが一般に航空機20の前方から入力信号26を受信するように航空機20の飛行方向24に向いている。
【００１７】
図２乃至４は、種々の方向から見たセンサシステム22をさらに詳細に示している。センサシステム22は、内部コンポーネントを支持すると同時に保護する外壁32を有するセンサハウジング30から主として構成されている。外壁32はセンサシステム22の大部分の周囲に延在し、外方に向いた外面36を有するウインドウ支持領域34を備えている。開口38は、外壁32のウインドウ支持領域34を通って延在する。ウインドウ40は、ウインドウ支持領域34を通っている開口をカバーし、外壁32に取付けられている。示されているウインドウ40は外方に突き出たドームである。
【００１８】
外壁32はモノリシック体であってもよいが、しかし、さらに典型的には、それはいくつかの異なったセグメントを備えている。好ましい実施形態において、センサ装置22の残りのものを航空機20に取付けるように構成された取付けフランジ42は、外壁32のセグメントを形成している。取付けフランジ42は、センサ照準またはボアサイト基準を構成し、したがって正確な光学整列を確実にするためにセンサハウジング30および外壁32と構造的に隣接させられている。この適用に関して、取付けフランジ42はセンサシステム22からの導電性の冷却路を提供するが、それが取付けフランジ42をセンサハウジング30に隣接させる別の理由である。センサシステム22がノーマル動作中のとき、その内部で生じた熱は取付けフランジ42を通って大きいセンサ取付けブラケットに除去される。このセンサ取付けブラケットは、センサシステム22が設置されている航空機20の一部である。取付けフランジ42は、それが外面36により遭遇される外部環境よりも一定した温度を有する航空機の内部構造に接続し、センサシステム22用の熱シンクとして機能するように外面32からセットバックされている。したがって、示されているように、取付けフランジ42は外壁32と一体化されているか、あるいはそれとモノリシックであり、また、ウインドウ支持領域34が配置されている端部壁の一部を形成している。
【００１９】
センサ装置44はセンサハウジング30内に内蔵され、ウインドウ40を通って入力信号26を受信する。センサ装置44は好ましくは赤外センサであるセンサ46と、極低温冷却装置48とを備えている。好ましい実施形態において、センサ46は、それが適切かつ最適に機能するように７７Ｋ以下の極低温のような低温に冷却されなければならない。極低温冷却装置48はセンサ46を冷却する。極低温冷却装置48は、自蔵気体動作流体により熱力学サイクルを使用して低温を生じさせる電力で動作する装置であり、したがってミッションのたびに冷却液を追加する必要がない。種々の波長範囲で動作するセンサ46および使用可能な極低温冷却装置48は技術的に知られている。
【００２０】
断熱層50は、外壁32のウインドウ支持領域34の外面36上のウインドウ40のすぐ隣りの位置に取付けられている。この断熱層50は、外面36とは個別に製造されてからそれに取付けられた断熱材料の独立型部品であることが好ましく、あるいは、それは外面36に供給されたコーティングであってもよい。断熱層50は外面36に整合するように成形されていることが好ましい。この断熱層50の厚さは少なくとも約０．０２０インチであり、好ましくは約０．０２０インチ乃至約０．０６０インチであり、約０．０３０インチ乃至約０．０５０インチであることが最も好ましい。断熱層50の厚さが約０．０２０インチよりも小さい場合、その断熱能力は不十分である。この層は０．０６０インチより厚くてもよいが、しかし追加の断熱能力により得られる効果はほとんどなく、追加の厚さのためにセンサ装置22の実効寸法および体積ならびに重量が増加する。
【００２１】
断熱層50の断熱材料は、超音速に達する可能性のある気流の力に耐えるものでなければならず、また、それは十分な断熱能力を有していなければならない。断熱材料は、その平方インチ当りの熱伝導率が約０．１ワット／℃より小さいことが好ましい。たとえば、約１３０℃程度の高い外部温度の２０分の期間中、この低い熱伝導率はセンサハウジング32の温度上昇を約５度未満に制限する。これは、この短期間のあいだにセンサフレームの熱慣性が結果的に生じた小量の入ってくる熱流を吸収することが可能だからである。さらに、長い期間については、この断熱の値は、センサハウジング32の残りのものおよびセンサ装置44の中への熱流をあまり増加せずに、センサ取付けフランジ42を通って外部に導かれることのできるレベルに熱流を低下させるものである。熱流入のこのような遮断により、センサフレームにより取付けフランジ42に取付けられた内部センサコンポーネントが保護される。この内部センサコンポーネントには、極低温冷却装置48、センサ46および内部電子機器のような温度感応コンポーネントが含まれる。さらに、断熱材料は、これに対して気流により推進された塵埃粒子、その他の粒子、雨粒等の物体による損傷に対して良好な耐性を有している。また、断熱材料は比較的低密度のものであることが望ましい。
【００２２】
断熱層50において使用される現在好ましい断熱材料には有機材料が含まれ、最も好ましいのはエポキシである。最も好ましい断熱材料は、エポキシマトリックス中に埋込まれた一方向性または多方向性ガラスファイバから形成されたガラスファイバエポキシ複合材料である。
【００２３】
断熱層50は、接着層52によりウインドウ支持領域34の外面36に固定されることが好ましい。接着層52は、選択された断熱層50およびウインドウ支持領域34の材料と共に使用可能な任意のタイプのものであることができる。ガラスファイバエポキシ断熱層とウインドウ支持領域34の外面36のアルミニウム合金の構造による使用に対して好ましい接着層52は、熱硬化エポキシのようなエポキシである。断熱層50は、機械的固定具のような付加的または代りの手段によって外面36に取付けられることができる。
【００２４】
図４は、断熱層50およびウインドウ40の組立ておよび外壁32のウインドウ支持領域34へのそれらの取付けの方法を示している。接着層52および１組のボルトのような機械的固定具54はウインドウ支持領域34に断熱層50を固定する。断熱層50にはこれを貫通した適切な大きさおよび位置の開口56が設けられ、この開口に弾性リング58、金属保持装置60およびボルトのような機械的固定具62を使用してウインドウ40がウインドウ支持領域34に独立的に個別に取付けられることができる。
【００２５】
図５には、高温環境中での感知方法が示されている。この方法のステップ70において、この明細書の他の箇所において説明されているタイプのセンサシステム22を設ける。ステップ72において、断熱層50が存在しない場合に外壁32のウインドウ支持領域34が約１００℃を超える温度に加熱される環境中でセンサシステム22が動作される。その温度が約１００℃を超えた場合、センサ46は適切に動作しない。
【００２６】
好ましい適用には、外面36およびウインドウ40が飛行方向24と平行な前方の向きになるようにセンサシステムを航空機20に取付けることが含まれる。この前方の向きにおいて、センサシステム22は気流と直接対面する。航空機20が大気中を飛行方向24に飛行しているとき、空気が航空機20を高速で通過したときのその衝撃と摩擦の結果、ウインドウ支持領域34は空気力学的な加熱と摩擦によって加熱される。
【００２７】
センサハウジング30は、好ましくは直径が約４インチより大きくない球形の形態の、物理的に小さいエンベロープを有していることが好ましい。センサハウジングおよびセンサ装置の総重量は約５ポンド未満であることもまた望ましい。これらの寸法および重量の制約は航空機適用を考慮して定められている。他方、センサシステム22が小型で軽量であるとき、それが航空機ミッションのダッシュ段階中に経験する熱過渡条件下でその温度を維持するのを助ける熱質量と熱慣性がほとんど存在しない。本発明の方法は、この状況において、適切な動作のためにその温度限界内に維持されなければならないセンサ46によって経験される温度上昇を最小にするためにとくに有効に使用される。
【００２８】
本発明の特定の実施形態が説明のために詳細に説明されているが、本発明の技術的範囲を逸脱することなく種々の修正および増強が行われることができる。したがって、本発明は添付された特許請求の範囲による以外、何等制限されるものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】前方に向いたセンサシステムを備えた航空機の概略図。
【図２】センサシステムの概略側断面図。
【図３】センサシステムの概略前面図。
【図４】センサシステムのハウジングおよび断熱層の分解斜視図。
【図５】本発明を使用する好ましい方法のブロック図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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