(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機センサプローブアセンブリであって、
突起軸に沿って航空機から外方へかつ飛行中の気流の流れの中へ突出すると共に、該突起軸周りに回転運動するように取り付けられた細長プローブエレメント；
前記プローブエレメント内に形成されかつ少なくとも１つの圧力ポートから流体的に離隔されると共に、気流の流れの一部をその内部に流入させる気流吸気ポート及び内部から流出させる気流排気ポートを有する温度検出室；及び
前記温度検出室内に流入する前記気流の流れの部分の温度を検出するために、該温度検出室内に前記突起軸の回転軸上に配された温度センサ
を含み、
前記気流吸気ポートは、前記突起軸と長さ方向に揃えられて配され、該気流吸気ポートは、前記プローブエレメントが回転することにより、接近してくる気流のよどみ線と一致する位置に合わせられる、
ことを特徴とする航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２】
前記温度センサを前記プローブエレメントから熱的に隔離する熱シールドを更に含む、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項３】
前記熱シールドは、略円筒形でありかつ前記温度センサを同軸をなして包囲する、
ことを特徴とする請求項２に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項４】
前記熱シールドは、前部及び後部終端部、及び該両終端部の間でそれらと固定的に結合した略円筒形の側壁を含む、
ことを特徴とする請求項３に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項５】
前記側壁は、吸気及び排気開口部を含む、
ことを特徴とする請求項４に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項６】
前記温度検出室は、前記細長プローブエレメントの遠位端部に配される、
ことを特徴とする請求項１〜５の一に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項７】
前記プローブエレメントは、略円錐形状である、
ことを特徴とする請求項６に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項８】
前記プローブエレメントは、前記気流の流れの圧力状態を検出するために前記プローブエレメント内に形成された少なくとも１つの圧力ポートを有する、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項９】
前記プローブエレメントは、前記圧力ポートを複数含む、
ことを特徴とする請求項８に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１０】
前記複数の圧力ポートは、ほぼ縦方向に配向されたスロットである、
ことを特徴とする請求項９に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１１】
前記プローブエレメントは、円錐形状でありかつ遠位頂端部を形成し、及び
前記複数のスロットは、該プローブエレメントの頂端部へ向かって先細にされている、
ことを特徴とする請求項１０に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１２】
前記少なくとも１つの圧力ポート及び前記気流吸気ポートは、前記プローブエレメントの外表面上の気流のよどみ線に沿って縦方向に配向している、
ことを特徴とする請求項８に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１３】
前記プローブエレメントは、周方向に空間的に離隔した一対のニューマチック感知ポート、及び該一対のニューマチック感知ポート間の実質的に中央部に生じる前記よどみ線に沿って配される動的圧力ポートを含む、
ことを特徴とする請求項１２に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１４】
前記プローブエレメントは、実質的に互いに直径方向に対向する一対の外側圧力ポートを含む、
ことを特徴とする請求項１３に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１５】
圧力ポートと温度感知ポートとを含む略円錐形の中空プローブエレメント；
前記プローブエレメント内に収容され、かつ前記圧力ポートと連通する圧力室と前記温度感知ポートと連通する温度感知室とを画成すると共に、前記圧力室と前記温度感知室とを互いに流体的に隔離するセパレータ、及び
前記温度感知室内に配される温度センサ
を含むことを特徴とする航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１６】
前記圧力ポートと前記温度感知ポートは、細長スロットである、
ことを特徴とする請求項１５に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１７】
前記圧力ポートと前記温度感知ポートは、縦方向で互いに同一直線上に並んでいる、
ことを特徴とする請求項１６に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１８】
前記圧力ポートと前記温度感知ポートは、それぞれ前記プローブエレメントの外表面上のよどみ線と整列されている、
ことを特徴とする請求項１５、１６又は１７に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項１９】
前記温度感知室は、前記プローブエレメントの頂端部に配されている、
ことを特徴とする請求項１５に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２０】
さらに熱シールドを含むことを特徴とする請求項１又は１９に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２１】
前記シールドは、略円筒形でありかつ前記温度センサを同軸をなして包囲する、
ことを特徴とする請求項２０に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２２】
前記シールドは、前部及び後部終端部、及び該両終端部の間でそれらと固定的に結合した略円筒形の側壁を含む、
ことを特徴とする請求項２１に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２３】
前記シールドは、吸気及び排気ポートを含む、
ことを特徴とする請求項２０に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２４】
前記シールドは、前記吸気ポートの１つの対を形成するインパクトブリッジ要素を含む、
ことを特徴とする請求項２３に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２５】
前記シールドは、略円筒形の側壁を有し、かつ
前記インパクトブリッジ要素は、該側壁に対し半径方向内側に固定的に配されている、
ことを特徴とする請求項２４に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【請求項２６】
互いに周方向に離隔した少なくとも一対のニューマチック感知ポートを含み、かつ
前記セパレータは、前記少なくとも一対のニューマチック感知ポートと連通する少なくとも１つのニューマチック感知室を画成する、
ことを特徴とする請求項１６に記載の航空機センサプローブアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【関連特許及び特許出願の引用】
この出願は、１９９６年８月１３日にGuntis U. Baltins et alに付与された米国特許No. 5,544,526（以下「Baltins et al '526特許」と称する）及び１９９８年７月２日にMargaret A. Menzies et alの名で提出された米国特許出願No. 09/109,072（以下「Menzies et al '072出願」と称する）に関連する。
【０００２】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に、航空機のフライトプロフィールの気流圧情報から飛行情報（例えば、迎え角、横すべり、対気速度、高度及び／又は昇降速度（ないし垂直方向速度））を得る、航空機フライトデータ用センサプローブに、関する。好ましい形態では、本発明は、気流温度センサ一体組込式航空機フライトデータセンサプローブに具体化される。
【０００３】
【発明の背景及び概要】
上記「Baltins et al '526特許」で開示された多機能航空機プローブアセンブリのような多機能航空機センサプローブは既知である。これに関し、「Baltins et al '526特許」のプローブアセンブリは、一般に、回転式気流検出プローブ（これには、付加的に、プローブのよどみ線に関し対称的に配置された一対の空気感知ポート間の実質的に中央部に配置された動的（ダイナミック）圧力感知ポートが配されている）に具体化されている。従って、一組の空気出口ポートが配されてもよく、この空気出口ポートの各々は、プローブ内の対応する１つの空気感知ポートとそれぞれ連通する。
【特許文献１】
米国特許No. 5,544,526号明細書
【０００４】
従って、一対の（空気）感知ポート内の空気（ニューマチック）圧が平衡状態にあるとき、感知ポートと連通する（空気）出口ポートにおける空気圧は、本質的に、広い範囲の対気速度（例えば、マッハ０．１から超音速）にわたって静圧（ないし大気圧）の単調な関数である圧力Ｐ１になっているであろう。他方、動的圧力感知ポートは、空気（ニューマチック）感知ポート内の圧力が平衡状態にあるとき、気流に直接晒されているであろう。その結果、動的圧力感知ポートと連通する動的圧力出口ポートは、広い範囲の対気速度にわたってピトー圧（ないしラム圧）の単調な関数である最大の気流圧（ないし総圧）Ｐ０を示すであろう。それゆえ、これらの圧力Ｐ１及びＰ０は、航空機の迎え角及び／又は横すべりに依存する如何なる誤差の影響を受けることなく、数学的に実際のピトー圧（ないしラム圧）及び静圧（ないし大気圧）に変換することができる。それゆえ、プローブは、例えば対気速度、高度及び／又は昇降速度のような一次的なフライトデータに加えて、迎え角及び／又は横すべりのフライトデータ情報を得るために採用できる。
【０００５】
気流温度は、機内搭載機器で使用されうる重要な情報を表す。例えば、実際の気流温度は、飛行中の航空機の真の対気速度（例えば、気流の温度及び圧力の状態で補償されて表示される対気速度）を求めるために採用されうる。更に気流温度は、航空機の機内搭載氷結防止装置を手動又は自動的に作動を開始するために重要である。
【０００６】
飛行中の気流温度のデータは、従来は気流圧感知ポートから離れた位置に固定配置された気流温度プローブを使用することによって求められていた。（気流）温度プローブのこの離隔配置のため、僅かであるが有意なデータの誤差が生じうる。これに関し、従来の温度プローブは、抵抗（変化）性温度（感知）デバイス（ＲＴＤ）、温度保護シェル、及び外装ボディを含んでいる。典型的なＲＴＤ（通常その温度安定性のためプラチナからできている）は、感知された温度の作用として（により）電気抵抗が変化する。保護シェルは、外装ボディに侵入しうる如何なるごみ／氷／湿気からＲＴＤを保護するようにかつＲＴＤが加熱された外装ボディから如何なる温度変化をも感知しないように機能する。外装ボディの機能は、動的温度感知を行うために十分な空気を導管を通して内部に流入する一方で、気流からの如何なるごみによる衝撃をも最小にすることである。適切な気流を確保するために、表装ボディは、氷の堆積を防ぎかつ内部に侵入してくる気流の含水量を減らすために加熱される。
【０００７】
ピトープローブのような従来の航空機空気温度プローブは、気流との調整不良から生ずる誤差を最小にするために前方を向いた大きな開口部に関し固定された位置に取り付けられる。しかしながら、何れの装置（温度プローブ）も気流のよどみ（ないし停滞：stagnation）（又は全体：total）の性質を測定するので、前方を向いた開口部に対して大きな角度で流入した気流についての測定値には、表示された測定値をよどみ（又は全体）の測定値より小さくするという補正不能な誤差が含まれるであろう。
【０００８】
それゆえ、気流の比較的大きな流入角度（これは、比較的大きな迎え角で生じるかもしれない）を原因とする補正不能な誤差の影響を受けない航空機温度プローブが提供されればとりわけ好ましいであろう。本発明は、このような必要性を充足するようにすることを課題とする。
【０００９】
広くは、本発明は、気流のよどみ線（ないし停滞線、即ちプローブエレメントの表面に衝突する気流の圧力が最大となる線）と実質的に整列（アライン）して維持されうる航空機空気温度プローブを提供することを課題とする。
【００１０】
【実施の形態】
本発明のとりわけ好ましい実施形態によれば、気流温度センサは、「Baltins et al '526特許」及び／又は「Menzies et al '072出願」で開示されたタイプの多機能航空機プローブアセンブリの組込パーツとしてひとまとめにして提供される。これに関し、気流温度プローブは、最も好ましくは、プローブアセンブリの気流圧感知ポート（複数）から物理的に隔離されるが、気流圧感知ポートと共に気流のよどみ線と同列をなすことも可能である。
【００１１】
とりわけ好ましい一実施例によれば、本発明のプローブエレメントは、少なくとも１つの圧力感知ポートと１つの温度感知ポートとが配され、それらはそれぞれ（各別に）１つの圧力感知室と１つの温度感知室とに連通し、かつそれぞれ（各別に）気流のよどみ線に関し１ユニットとして同列をなしうる。そして温度センサは、飛行中の気流温度を感知するために温度感知室内に配置される。
【００１２】
温度センサは、最も好ましくは、プローブエレメントから熱的に遮蔽される。とりわけ、温度センサは、最も好ましくは、気流吸気開口部及び排気開口部を備えた略円筒形の熱遮蔽体により同軸をなして包囲される。そのため熱遮蔽により、プローブエレメント（これは、飛行中に氷結が起こりうる状態の間、組み込まれた電気抵抗ヒータにより加熱されうる）の温度が、温度センサにより得られる気流温度データに影響を与えるのを妨げる。
【００１３】
【実施例】
本発明のこれら（上記）及びその他の観点ないし利点は、以下に記載された本発明の好ましい実施例の詳細な説明を注意深く検討することによりより明確になるであろう。
【００１４】
以下の記載において添付の図面に参照がなされるが、各図を通じて同じ図面参照符号は同じ構造要素を意味するものとする。
【００１５】
添付の図１は、胴体の前方部分ＦＳに取り付けられた本発明の航空機センサプローブアセンブリ１０を備えた航空機ＡＣの一部分の透視図である。プローブアセンブリは突起軸Ａｐに沿って航空機の胴体ＦＳから外方へ突出しており、飛行中の気流に対し垂直に晒されるようになっている。これに関し、航空機センサプローブアセンブリ１０は、図１において航空機ＡＣから下方に突出するように描かれているが、望みとあらば航空機ＡＣから側方へ突出することも可能であることはもちろん理解できるであろう。それゆえ、関連する「Baltins et al '526特許」において開示されかつクレームされたセンサアセンブリのように、（複数の軸に関する）機体の多軸的回転の影響を排除するために、本発明のプローブアセンブリ１０も事実上航空機のあらゆる方向から突出することも可能である。それゆえ、迎え角を機体の横すべりの角度からの影響をできるだけ小さくして測定することを意図するなら、プローブアセンブリ１０の側方へ突出する配向が望ましいであろう。一方、航空機の横すべりの角度を機体の迎え角からの影響をできるだけ小さくして測定することを意図するなら、添付の各図に描かれた下方へ突出する配向が望ましいであろう。
【００１６】
本発明のプローブアセンブリ１０により得られた気流方向／圧力データは、センサハウジング１４と接続する従来の導線／空気圧駆動用ラインを介して航空機の機内に搭載された飛行計器及び／又はフライトディレクタシステムへ伝達することができる（図２参照）。これに関し、ハウジング１４の内部構造及び機能は、「Baltins et al '526特許」と同じものでもよく、従って、ここでは詳細に説明しない。
【００１７】
添付の図２及び３に示されるように、プローブアセンブリ１０は、一般に、ハウジング１４、略円錐形の中空プローブエレメント１６及び取付カラー（フランジ状枠）１４−１を含む。取付カラー１４−１は、プローブアセンブリ１０を航空機の胴体ＦＳと結合している支持構造体Ｓに取り付けることができるようにするためのものであり、そのためハウジング１４は胴体ＦＳの内部にあり、プローブエレメント１６は、突起軸Ａｐに沿って胴体から外方へ延在するようになっている。
【００１８】
円錐形状の中空プローブエレメント１６は、プローブの突起軸Ａｐ周りに回転運動するようにハウジング１４に取り付けられている。プローブエレメント１６には、中央動的圧力感知ポート２０が配されており、該圧力感知ポート２０は、プローブエレメントの突起軸Ａｐと整列するプローブエレメントのよどみ線（ないし停滞線、即ちプローブエレメントの表面で衝突する気流の圧力が最大となる線）に整列されている。感知ポート２０は、最も好ましくは、細長スロットの形状であり、その長さ方向の軸は、突起軸Ａｐの方向にほぼ揃えられている。
【００１９】
プローブエレメント１６には、最も好ましくは、上で引用したMenzies et al '072出願に記載されているような他の複数の圧力［空気（ニューマチック）感知］ポートが配される。例えば、好ましくは、一対の空気（ニューマチック）感知ポート２２の各々が中央動的圧力ポート２０から周方向に隔てられて互いに対称的に配置するようにしてプローブエレメント１６に配される。これに関し、（空気感知）ポート２２の各々は、最も好ましくは、（中央動的）圧力ポート２０に対し実質的に４５°の角度をなして（即ち、該一対の圧力［空気感知］ポート２２が実質的に９０°の角度をなして互いに周方向に隔てられるように）周方向に隔てられて互いに対称的に配置される。（空気感知）ポート２２の各々は、最も好ましくは、細長スロットの形状であり、その長さ方向は、ほぼ突起軸Ａｐの方向に揃えられる。図２には、一対の（空気感知）ポート２２の一組だけが描かれているが、プローブエレメント１６には（例えば、上で引用したMenzies et al '072出願において記載されたようにして）（空気感知）ポートの近位及び遠位対を配することもでき、この場合、近位及び遠位ポートの各々は、最も好ましくは、（対を成すポート同士が）互いに縦方向で同一直線上に並んでいる。
【００２０】
一対の外側空気圧力ポート２６もプローブエレメント１６に配するのが好ましい。最も好ましくは、外側圧力ポート２６の各々は、中央圧力ポート２０に対し凡そ９０度の角度をなして（即ち、圧力ポート２６が、プローブエレメント１６の外表面で実質的に相互に（長さ方向が）横向きに（緯度線的に）対向するように）対称的に周方向に隔てられる。図２に示したように、一対の外側圧力ポート２６は、プローブエレメント１６の外表面において、より遠位方向に位置する一対の（空気感知）ポート２２と比べて近位の位置に配置されている。既に説明したポート２０及び２２のように、ポート２６は、最も好ましくは、細長スロットの形状であり、その長さ方向は、ほぼ突起軸Ａｐの方向に揃えられる。これに関し、ポート２０及び２２はそれぞれ、最も好ましくは、円錐形状のプローブエレメント１６の頂端部へ向かって先細（テーパ状）にされる。即ち、ポート２０及び２２は、一定の角度を持つような−即ちプローブエレメント１６と同じ割合で先細になるような−割合で先細にされる。
【００２１】
添付の図３及び４により明確に記載されているように、プローブエレメント１６は、ほぼ円錐形状の外部プローブシェル２８と内部分離翼（セパレータベーン）２９を含んでいる。分離翼２９は、最も好ましくは、その形状が三角形状の一体型構造体であり、その大きさ及び形状は、プローブシェル２８の円錐形の内部空間内にぴったり適合するために、（図４の矢印ＡＡＳにより示された気流の流れの方向に関し）（プローブエレメント１６の頂端方向へ）収束する前縁及び後縁の間で規定される。従って、分離翼２９は、円錐形プローブエレメントシェル２８の中空部内に完全に収容され、かつプローブエレメント１６と１ユニットをなして突起軸Ａｐ周りに回転するように該シェルに固定される。
【００２２】
分離翼２９には、その遠位端部において（中央動的圧力）ポート２０と連通する前縁室３０が配されている（図４参照）。前縁室３０の他方（近位）の端部は、プローブ軸１６−１の長さ方向に延在する管状導管３２と連通している。湿気を前縁室３０からプローブエレメント１６の外表面にあるドレインホール３０−２を介して排出するためにドレインサンプ（溜め）３０−１も配される。これに関し、導管３２は、ハウジング１４内部の適当な圧力センサ（不図示）と連通しており、その圧力センサにより感知された圧力状態を適切なデータシグナルに変換できるようにする。
【００２３】
上で引用した「Menzies et al '072出願」で開示されたのと同様の方法で、（空気感知）ポート２２は、前部側室４０と連通し、更に前部側室４０は、後部室４２と連通する。即ち室４０及び４２は、ほぼ円錐形状のプローブシェル２８の内側の表面とその内部に収容されている分離翼２９とによりひとまとめにして形成されており、かつ、そのようなものとして、横断室４８を取り囲んで互いに連通する。それゆえ、後部室４２は、通路４６を介してハウジング１４内部の適当なセンサ（不図示）へ空気圧（ニューマチック）的に接続可能である。
【００２４】
電気抵抗式プローブヒータ４４が分離翼２９の内部に埋め込まれており、これは飛行中氷結が起こりうる状態の間付着しうる氷の形成及び／又は堆積を実質的に最小化する（ないし完全に阻止する）のに十分に高い温度にまでプローブエレメント１６を加熱する。
【００２５】
横方向に関し対向するポート２６の各々は、横断室４８と連通する。横断室４８は、更にプローブ軸１６−１の長さ方向に延在する導管４９によりハウジング１４の内部の空気センサ（不図示）と連通する。
【００２６】
本発明に関し重要なことは、プローブエレメント１６がその頂端部付近に空気温度プローブアセンブリ５０を含むことである。空気温度プローブアセンブリ５０には、本質的に、空気温度プローブ５２が配されており、その導線（不図示）は、縦溝導管５４中を経由しかつハウジング１４の内部に収容されている適当なセンサ（不図示）へ機能的に接続することができる。空気温度プローブ５２は、本質的かつ当然に、従来のものであり、かつ最も好ましくは、航空機に取り付けるのに好適な抵抗性温度デバイス（ＲＴＤ）である。本発明で採用することができるとりわけ好ましいＲＴＤの１つは、Omega Engineering, Inc.により市販されているModel F3107である。
【００２７】
空気温度プローブ５２は、プローブエレメント１６の頂端部に向かって前方へ延在しており、そのためその縦方向末端部の検出チップ部位５２ａは、分離翼２９の遠位端部に形成された略円筒形の空洞部５５の内部に配置される。空洞部５５は、ポート５６により接近してくる気流と連通する。これに関し、ポート５６は、上述のポート２０のように、最も好ましくは、プローブエレメント１６の縦軸に沿ってほぼ縦方向に配向された細長スロットの形状であり、使用時には、気流のよどみ線と一致（整列）する。即ち、プローブエレメント１６は、上述した圧力の平衡に応じてプローブ軸Ａｐ周りに回転するので、ポート５６は、接近してくる気流のよどみ線と一致するように揃えられるのである。空洞部５５から流出する空気は、プローブエレメント１６の低圧側（後縁側）に配された、縦方向で空間的に離隔した一連の通気口（複数）５８を介して（プローブエレメント１６の外部へ）通り抜ける。
【００２８】
温度プローブ５２の検出チップ５２ａは、それ自体、前部封鎖端部６２、後部封鎖端部６４及びそれらの間に固定的に延在する略円筒形の側壁６６を有する略円筒形の熱シールド６０の内部に収容される。最も好ましくは、シールド６０の側壁６６は、熱伝導特性が優れたステンレス鋼（例えば、（商標名）インコネル（inconel:高温で酸化しにくいNi-Cr-Fe合金)）材料から作られる。シールド６０は、温度プローブエレメント５２の検出チップ５２ａを分離翼２９及びシェル２８構造体から熱的に実質的に分離するものであるが、これは該構造体から放射される熱（例えばこれはプローブヒータ４４の作動中生じうる）により検出チップ５２ａの周辺の空気の温度の上昇を避けるためのものである。その結果、プローブエレメント１６がプローブヒータ４４により（例えば飛行中氷結が起こりうる状態の間）内部的に加熱される場合に、空気の温度データが不正確になるのが避けられる。
【００２９】
シールド６０の前部封鎖端部６２は、何らかの好適な手段によりプローブシェル２８の頂端部に固定的に結合している。従って、略円筒形側壁６６は、前部封鎖端部６２から後方へ延在し、温度プローブ５２の検出チップ５２ａを同軸的に包囲する。側壁６６には、縦方向に配向された流入ポート６６ａと縦方向に空間的に離隔した一連の流出ポート６６ｂが配される。最も好ましくは、一対の流入ポート６６ａと３つの流出ポート６６ｂが配されるが、本発明から逸脱しない限り、それらのポートの数はより多く又はより少なくすることもできる。ポート６６ａ、６６ｂは、最も好ましくは、気流のよどみ線に一致する（を含む）、プローブエレメント１６の（突起軸Ａｐを含む）縦方向の中央面に関し対称的に配置される。
【００３０】
流入ポート６６ａは、縦方向に延在する中央インパクトブリッジ６７の側縁のそれぞれとシールド６０の側壁６６との間で規定される。インパクトブリッジは、シールド６０に固定的に結合しており、流入ポート６６ａの縦方向の全長にわたって延在している。インパクトブリッジ６７は、気流に乗ってスロット５６を通って進入するごみ（粒子）が衝撃を与えるようなことを防ぐ対衝撃構造体として機能する。それゆえ、このようにして、インパクトブリッジ６７は、プローブの損傷を妨げるシールド６０の内部にある温度センサ５２にごみが衝突するのを妨げる。また、インパクトブリッジ６７は、気流のよどみ生成体（stagnator）としても機能する。インパクトブリッジ６７は、シールド６０の側壁６６とその流入ポート６６ａとに対し半径方向内側に配置している。
【００３１】
使用時には、気流は、ポート５６を介して空洞部５５に進入し、最終的にはポート６６ａを介してシールド６０内に進入し、そこで温度検出プローブ５２の検出チップ５２ａと接触する。その結果、ＲＴＤ検出プローブ５２は、気流の温度を機内搭載コンピュータ（不図示）に伝える。流出空気は、流出ポート６６ｂ及び通気口５８を介して排気される。シールド６０を包囲する空洞部５５の環状の空間内の気流は、シールド６０から熱を奪い去る（例えば、シールド６０からその周囲の環状空間内の気流への熱伝達）ように働き、その結果、シールド６０内の空気はプローブヒータ４４により影響を受けない。また、温度プローブ５２の検出チップ５２ａは、上述のようにプローブエレメント１６に沿った気流のよどみ線に常に晒されているので、本発明によって、飛行中の温度データはより正確なものが得られるであろう。
【００３２】
スロット５６、５８、６６ａ及び６６ｂの具体的な大きさ及び／又は配向は、いくつかの条件を満たすように設計される。例えば、それらのスロットにより通された気流は、プローブエレメント１６を全般的に凍結しないままに維持するのに十分な熱をプローブエレメント１６に与えるのに十分な量でなければならないが、プローブ５２の検出チップ５２ａの周囲の空気を加熱してしまうほどの量であってはならない。気流のよどみの性質を無にしてしまうほどの大量の気流を含んでしまうことなく動的な温度測定を行うために十分な気流がプローブエレメント１６の外装ボディから温度プローブ５２へ与えられなければならない。また気流は、有効熱境界層（effective thermal boundary layer）の厚さが、空洞部５５の内面とシールド６０との間の空間より小さくなるのに十分なものでなければならない。流出ポート５８及び６６ｂは、ありうるフライトプロフィールや対気速度の広い範囲全体についての外部の流れの状態が如何なるものであるかにかかわらず、確実に空気の流れがプローブ１６の遠位のチップを通過するのを保証するような大きさ及び配置でなければならない。結局、種々のポートの大きさは、プローブ１６に進入する合理的範囲であるが未確定の如何なる質量及び濃度（ないし密度）のパーティクルが温度プローブ５２に衝撃を与えるのを防ぐために最小化されるべきである。
【００３３】
添付の図７は、上述の条件を充足するとりわけ好ましい実施例の１つを模式的に示している。これに関し、ポート５６、５８、６６ａ及び６６ｂは、プローブ軸Ａｐから横方向（半径方向）に測定された以下の角度関係を有するのが最も好ましい。即ち、角度Ａｏ（ポート５６の外側のエッジ）＝２３．０°；角度Ａｉ（ポート５６の内側のエッジ）＝２０．０°；角度Ｂｏ（ポート６６ａの最も外側のエッジから周方向に求められたポート６６ａのギャップ全体の外側の角度）＝７０．０°；角度Ｂｉ（ポート６６ａの最も内側のエッジから周方向に求められたポート６６ａのギャップ全体の（内側の）角度）＝８８．３°；角度Ｃｏ（インパクトブリッジ６７の周方向で対向する外側のエッジ間の角度）＝４４．０°；角度Ｃｉ（インパクトブリッジ６７の周方向で対向する内側のエッジ間の角度）＝５４．０°；角度ＢｏとＣｏ（を規定するエッジ）間の角度＝１３°；角度Ｄｏ（スロット５８の対向する外側のエッジ間の角度）＝１５°；角度Ｄｉ（スロット５８の対向する内側のエッジ間の角度）＝２０°；角度ｄ（スロット６６ｂの内側及び外側エッジ間の角度）＝１０．０°；角度Ｅｏ（隣り合うスロット５８の間にある肉付部分の対向する外側のエッジ間の角度）＝１５°；角度Ｅｉ（隣り合うスロット５８の間にある肉付部分の対向する内側のエッジ間の角度）＝１０．０°；角度ｅ（隣り合うスロット６６ｂの間にあるシールド６０の肉付部分の外側及び内側のエッジ間の角度）＝２０．０°（外側）及び１８．３°（内側）。
【００３４】
ポート５８、６６ｂ及びそれらの間の固体部分の他のものについての角度（関係）は、プローブ１６はｙ軸［図７のｙ＝０とＡｐを通る軸］に関し対称的なので、上記の角度（関係）と同一である。しかし、半径は、プローブ１６の好適な円錐形状に応じて変化する。上述の大きさのパラメータを使用する場合、空気温度プローブアセンブリ５０の流れに関する性質は、上述の条件を満たして作動するように計算されている。
【００３５】
以上において、本発明は、最も実用的かつ好ましい実施例であると現状において考えられるものと関連して説明されたが、本発明は開示された実施例に限定されるべきではなく、それどころか添付の請求の範囲を逸脱しない範囲においての種々の修正・変更を含むものであると理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の好ましいセンサアセンブリを示した航空機前部の部分透視図。
【図２】  本発明の好ましいセンサアセンブリを拡大して示し、気流の流れの方向に向かって見た、図１の直線２−２に沿って航空機の機体を切った部分断面図。
【図３】  本発明のセンサアセンブリで採用されたプローブエレメントの立面図（部分的に断面を示した）。
【図４】  図３の直線４−４に沿って切ったプローブエレメントの立面断面図。
【図５】  図３及び４のプローブエレメントの遠位先端部分の拡大立面図。
【図６】  図５の直線６−６に沿って切ったプローブエレメントの遠位先端部分の断面図。
【図７】  本発明の温度センサ部分用の種々のスロットの好ましい角度及び配向を示す図６と同様の模式断面図。
【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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【図６】
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【図７】
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