(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
突起軸に沿って航空機から外方に突き出るようにし、かつ該突起軸周りに回転可能である長いプローブエレメント；
該プローブエレメントに形成される中央圧力ポート；
該プローブエレメントに形成され、かつ該中央圧力ポートから周方向に第１の角度だけ隔てられ、対称的に位置する少なくとも一組の内側空気ポート；及び
該プローブエレメントに形成され、かつ該中央圧力ポートから該第一の角度より大きい第二の角度だけ周方向に隔てられ、対称的に位置する少なくとも一組の外側空気ポート；
を有する航空機用プローブアセンブリ。
【請求項２】
前記中央圧力ポート、前記内側空気ポート及び前記外側空気ポートは、概略前記突起軸の方向に配置されたスロットである、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項３】
前記プローブエレメントは、円錐状に形成され、かつ遠位頂端部を構成する、
ことを特徴とする請求項２に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項４】
前記中央圧力ポート、前記内側空気ポート及び前記外側空気ポートを形成するスロットは、前記プローブエレメントの先端部に向かって先細にされている、
ことを特徴とする請求項３に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項５】
前記第一の角度は、凡そ４５°であり、及び前記第二の角度は、凡そ９０°である、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項６】
前記内側空気ポートの遠位対及び近位対を含む、
ことを特徴とする請求項１又は５に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項７】
前記内側空気ポートの近位対の各スロットは、前記突起軸に大略沿って前記内側空気ポートの遠位対の各スロットのそれぞれと一列に並んでいる、
ことを特徴とする請求項６に記載の航空機用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、中空の円錐形構造体であり、
前記プローブアセンブリは、前記突起軸周りに該プローブエレメントと１ユニットを形成し回転するよう該プローブエレメントの内部に嵌め込まれる分離翼を更に含み、
該分離翼及び該プローブエレメントは、併せて、前記中央ポート、前記内側空気ポート及び前記外側空気ポートとそれぞれ連通する個々の室を規定する、
ことを特徴とする請求項７に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項９】
前記分離翼は、前縁及び後縁を含み、
及び該前縁は、前記中央圧力ポートと連絡する縁部陥入溝状チャンネルを含む、
ことを特徴とする請求項８に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１０】
前記プローブエレメントは、排出口を含み、
前記分離翼は、前記縁部（溝状）チャンネルに開口する陥入排出溜、及び一端が該陥入排出溜と連絡しかつ他端が該排出口と連絡する排出チャンネルを含む、
ことを特徴とする請求項９に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１１】
前記分離翼は、前記外側空気ポートと連絡する貫通ボアを規定する側方に張出した一対のボスを含む、
ことを特徴とする請求項８に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１２】
前記貫通ボアは、略三角形に形成されている、
ことを特徴とする請求項１１に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１３】
前記分離翼は、ベース（基底部、底辺）及び集束する前縁及び後縁を有する略三角平面構造であり、
前記ボスは、該分離翼の各側面から側方に外方に張出している、
ことを特徴とする請求項１２に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１４】
前記長いプローブエレメントは、略三角錐形状である、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１５】
その内部に画成される圧力ポートを有する中空の、略三角錐形状のプローブエレメント;及び
該プローブエレメント内に入れ子式に収納される、前縁及び後縁を有する略三角形状の分離翼を含む航空機用プローブアセンブリにおいて、
該分離翼は、該プローブエレメント内に画成される該圧力ポートと連通する該前縁に沿った陥入（溝状）チャンネルを含む、
ことを特徴とするプローブアセンブリ。
【請求項１６】
前記プローブエレメントは、排出口を含み、
前記分離翼は、前記前縁の（溝状）チャンネルに開口している陥入排出溜、及び一端が該陥入排出溜と連絡しかつ他端が該排出口と連絡する排出チャンネルを含む、
ことを特徴とする請求項１５に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１７】
前記プローブエレメントは、周方向に隔てられた一対の空気ポートを含み、
前記分離翼は、前記外側空気ポートと連絡する貫通ボアを規定する側方に張出した一対のボスを含む、
ことを特徴とする請求項１５に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１８】
前記貫通ボアは、略三角形状である、
ことを特徴とする請求項１７に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【請求項１９】
前記分離翼は、ベース（基底部、底辺）を有しかつ集束する前縁及び後縁を有する略三角平面構造体であり、
及び前記ボスは、該分離翼の各側面から側方かつ外方に張出している、
ことを特徴とする請求項１８に記載の航空機用プローブアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般に、航空機フライトプロフィールの気流圧状態からフライトデータ及び／又は情報（例えば、迎え角、横すべり、対気速度、高度及び／又は昇降速度（垂直方向速度））を得る多機能航空機センサプローブに関する。
【０００２】
【発明の背景及び概要】
例えば上に引用されたBaltins et alの'526特許（米国特許第５，５４４，５２６号）に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。これに関して、Baltins et alの'526特許のプローブアセンブリは、一般に、回転式気流方向プローブに具体化されている。該回転式プローブは、さらに、プローブのよどみ線（stagnation line）に関して対称的に配置される一対の空気感知ポート間の略中心に配置される動的（ダイナミック）圧力感知ポートを備える。それゆえ、その各々がプローブ内の空気感知ポートのそれぞれと連絡している一組の空気出口ポートが備えられうる。
【０００３】
それゆえ、一対の（空気）感知ポート内の空気圧が平衡状態にあるとき、（空気）感知ポートと連絡する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（大気圧）の単調な（ないし一次）関数（monotonic function）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、空気感知ポート内で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絡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（ram）の単調な（ないし一次）関数である最大の気流圧（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いかなる誤差からも影響を受けず、数学的に実際のピトー圧（ram）及び静圧（大気圧）に変換できる。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（主要）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インフォーメーションを得るために採用できる。
【０００４】
Baltins et alの'526特許に具体化された多機能プローブデザインは、迎え角（感知）機能及び空気データ圧力感知機能に対しそれぞれ向けられた（役割を持つ）周方向に分離された数対の感知ポートを配することにより改善されうることが今や発見された。本発明のプローブデザインは、超音速飛行中にプローブの周囲に生じる複合衝撃系の衝撃を減ずるためにとりわけ好適である。それゆえ、改善された気流圧感知能がその結果として生じる。
【０００５】
それゆえ、本発明の一の視点によれば、多機能航空機プローブは、航空機（の機体）から外方に突出するようにした遠位プローブエレメントが提供され、該プローブエレメントは、航空機と機能的に結合しかつその突起軸周りに回転運動できるように取り付けられている。該プローブエレメントは、中央に位置する（即ち、該プローブのよどみ線（stagnation line）と実質的に同一直線上にある）動的圧力感知ポート、及び相互にかつ動的圧力感知ポートから周方向に隔てられ対称的に配置された空気感知ポートの外側対及び内側対が配されている。最も好ましくは、外側空気感知ポートの各々は、中央動的圧力感知ポートから実質的に９０°の角度だけ離れて（即ち、実質的に相互に緯度線に関し対向するように、周方向に相互に凡そ１８０°の角度をなして）配され、他方内側空気感知ポートの各々は、中央動的感知ポートから実質的に４５°の角度を付けて（即ち、周方向に相互に凡そ９０°の角度をなして）配される。このような構成により、プローブアセンブリの迎え角（感知）機能は、空気データ圧力感知機能と完全に独立に保持することができる。
【０００６】
【実施例】
本発明の上記の及び他の視点並びに利点は、以下に記載の現時点での好ましい典型的な実施例についての詳細な説明を注意深く検討することにより一層明確になるであろう。
【０００７】
以下に添付の図面につき参照がなされるが、各図の同じ図面参照符号は、同じ構造要素を意味する。
【０００８】
添付の図１は、（航空機の）前方胴体部分ＦＳと結合した本発明の航空機用センサプローブアセンブリ１０を有する航空機ＡＣの部分斜視図である。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から外方に突出しており、飛行中の気流に対し垂直に晒されるようになっている。この点に関して、航空機用センサプローブアセンブリ１０は、図１では航空機ＡＣから下方に突き出るように記載されているが、希望があれば、航空機ＡＣから側方に突出することも可能であることが理解されるのは勿論であろう。それゆえ、Baltins et alの'526特許で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、本発明のプローブアセンブリ１０は、（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、事実上所望のいかなる方向からでも突出できる。それゆえ、プローブアセンブリ１０の側方へ突出する配向は、迎え角が、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されることを意図するなら、望ましいものであろう。一方、添付の各図に示された下方へ突出する配向は、機体の横すべりの角度が、機体の迎え角からの影響をできるだけ小さくして測定されることを意図するなら、望ましいものであろう。
【０００９】
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航空計器及び／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）。これに関して、ハウジング１４の内部構造及び機能は、Baltins et alの'526特許に相当するものであり、従って、ここでは詳細に説明しない。
【００１０】
添付の図２及び３に恐らくより明確に示されるように、プローブアセンブリ１０は、一般に、ハウジング１４、略円錐状の中空プローブエレメント１６、取付カラー（フランジ状枠）１４−１及び分離翼(セパレータ・ベーン)１８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Ｓに取付けることができるようにするためのものであり、これにより、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に沿って機体から外方に突き出るようになっている。分離翼１８は、全体としてプローブエレメント１６の中空部内に配置され、プローブエレメント１６とユニットを構成して突起軸Ａｐ周りに回転するようにプローブエレメント１６に固定されている。
【００１１】
円錐形状の中空プローブエレメント１６は、プローブ突起軸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が配されている。該圧力感知ポート２０は、プローブエレメントの突起軸Ａｐと一致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圧が最大となる線）と同一直線上にある。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、おおよそ突起軸Ａｐの方向に揃えられている。
【００１２】
空気感知ポートの近位対２２及び遠位対２４は、それぞれ、プローブエレメント１６において、その対をなすポートの各々が中央動的圧力ポート２０から周方向に隔てられ（互いに）対称的に配置されるようにして形成される。これに関して、空気感知ポート２２、２４の各々は、好ましくは、圧力ポート２０に対し実質的に４５°の角度をなして（即ち、内側圧力ポートの近位対２２及び遠位対２４のそれぞれが、実質的に９０°の角度で相互に周方向に隔てられるように）対称的に周方向に隔てられる。空気感知ポート２２、２４の各々は、最も好ましくは、細長スロット形状であり、その長さ方向は、ほぼ突起軸Ａｐの方向に配置される。更に、とりわけ図２に示されているように、近位ポート２２及び遠位ポート２４は、それぞれ、互いに縦方向で同一直線上に並んでいる。
【００１３】
一対の外側空気圧力ポート２６もプローブエレメント１６に配される。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°の角度をなして（即ち、外側圧力ポート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に示されるように、外側圧力ポート２６の対は、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空気ポートの各対２２及び２４と比べて近位の位置配置されている。ポート２０、２２及び２４について既に述べたのと同じように、ポート２６は、最も好ましくは、細長スロット形状であり、その長さ方向は、ほぼ突起軸Ａｐの方向に配置される。これに関して、ポート２０、２２及び２４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の頂端部に向かって先細になっている。即ち、ポート２０、２２及び２４は、実質的に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（テ−パ）にされる。
【００１４】
分離翼１８は、あるいは添付の図４から７により明確に記載されている。これに関して、分離翼１８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、プローブエレメント１６の円錐形の内部空間内にぴったり適合するように、（プローブエレメントの頂端方向へ）集束する前縁３２及び後縁３４の間で規定される。従って、分離翼１８の頂端部には、そのそれぞれの頂端部においてプローブエレメント１６の内側表面とぴったり合う円錐部分３０が配されている。
【００１５】
分離翼１８の前縁３２には、分離翼１８がプローブエレメント１６に機能的に結合すると中央圧力ポート２０との適合位置に合わされ連通する前縁部陥入細長溝状チャンネル（溝）３６が配される。前縁部溝状チャンネル（溝）３６内の圧力状態は、圧力感知要素（例えば、ハウジング１４内に含まれているもの及び／又は航空機の機内搭載フライトシステムの構成要素）とチャンネル３６−１を介して連絡する。これに関して、チューブ型導管３６−２が、機能的な圧力感知要素（不図示）との接続を容易にするためにチャンネル３６−１の部分に挿入されているのが好ましい。
【００１６】
一対の対向サイドボス３８が、分離翼１８の前縁３２及び後縁３４の間の分離翼１８の側面のそれぞれから外方に延在（張出）している。サイドボス３８は、その終端が凸状湾曲面３８−１になっており、その母面は、円錐形状のプローブエレメント１６の内側表面の母面に適合する。より明確に言えば、ボス３８の表面３８−１は、分離翼１８がプローブエレメント１６に組み込まれると、その内側と接触する。終端凸状湾曲縁３８−１とプローブエレメント１６とのこの接触により、電気抵抗で発生した熱がプローブエレメント１６へ移り、そのため飛行中にポート２６付近での着氷が避けられる。
【００１７】
サイドボス３８は、両方合わせて略三角形状の貫通ボア３８−２を画成しており、該貫通ボアは、両表面３８−１間で、分離翼１８の面（即ち、分離翼１８の前縁３２及び後縁３４の間に画成される面）を横断するように広がっている。分離翼１８が中空プローブエレメント１６の内部に組み込まれると、外側圧力ポート２６は、貫通ボア３８−２と適合する位置に合わされ連通する。外側圧力ポート２６により感知される圧力状態、及びそれゆえ外側圧力ポート２６と連通する貫通ボア３８−２内の圧力状態を、チューブ状導管３８−３を介して機内搭載操縦用圧力センサ／計器に伝達することができる（図７参照）。
【００１８】
一対の板状側翼４０が、分離翼１８のそれぞれの側面から実質的に垂直に張出している。その終端縁４０−１は、プローブエレメント１６の円筒形の（円錐形）内側表面の母面とぴったり適合するように凸状に湾曲している。この点に関して、これら凸状湾曲終端縁４０−１は、分離翼１８がプローブエレメント１６内に組み込まれると、中空プローブエレメント１６の内側表面と接触する。終端縁４０−１とプローブエレメント１６とのこの接触により、電気抵抗で発生した熱がプローブエレメント１６に移り、そのため飛行中にポート２２及び／又は２４付近での氷結が避けられる。更に、側翼４０が、プローブエレメント１６において規定される近位空気感知ポート２２の直下に位置するように配置されている様子が見られるであろう。
【００１９】
前縁部溝３６には、三角形状の分離翼１８の底辺付近に陥入排出溜（切欠きサンプ）４２が形成されている。分離翼１８の後縁付近には、外方に張出した一対の対称楔形部４４があり、これらはそれぞれ排出チャンネル４６を備えている。排出チャンネルは、それぞれ排出溜４２に通じる遠位口４６−１（図７参照）及びプローブエレメント１６の背面に形成された排出口４８（図２Ａ参照）と位置を合わせられた近位口４６−２（図６参照）を有する。
【００２０】
分離翼１８の底辺には、前縁３２及び後縁３４間に延在する細長キー（key）５０が配されている。キー５０は、ハウジング１４内に収容されている内部操縦要素と関連する（該キーに）対応するスロット（不図示）と係合するような大きさ及び形状にされている。
【００２１】
分離翼１８と中空円錐形状プローブエレメント１６の内側表面との間に、内側空気ポート２２、２４と連通する圧力室が（それぞれ）規定されることが認識されるであろう。この室は、従って、ハウジング１４を介して航空機の機内搭載圧力センサ／計器へ図示されていない手段により機能的に接続できる。同様に、前縁部溝状チャンネル（溝）３６及び貫通ボア３８−２により規定される各室は、ハウジング１４を介して航空機の機内搭載圧力センサ／計器へ機能的に接続することができる。同様に、プローブエレメントの回転を示す電気信号は、従来技術のケーブルを介して上に引用したBaltins et alの'526特許に記載された方法と同様の方法で機能的に接続することができる。
【００２２】
本発明のセンサプローブアセンブリ１０は、略三角錐形状として図示され記述されたが、そのような形状は、本発明の現状における好ましい実施例を表したものに過ぎず、それに限定されないことは理解されるであろう。従って、本発明のセンサプローブアセンブリ１０は、例えば略円筒形、三次元（立体）曲線構造等の他の非円錐形状に構成することも可能である。プローブアセンブリ１０の精密な幾何学的形状は、プローブの所望の最終用途の環境及び／又は機能に基づいて当業者によって選択することができる、とここでは言うにとどめておく。
【００２３】
従って、本発明は、現状において最も実用的かつ好ましい実施例と考えられるものに関して記述されが、本発明は、開示された実施例に限定されるべきでなく、それどころか添付の特許請求の範囲に記載の発明の技術的思想の範囲に含まれる種々の修正及び均等物に及ぶものであることは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す、航空機前部の部分斜視図。
【図２】  本発明の好ましいセンサアセンブリを拡大して示す、接近する気流の方向から見た図１のライン２−２に沿って航空機の胴体を切った部分断面図。
【図２Ａ】  図２に記載のセンサアセンブリの部分後方斜視図。
【図３】  図２に記載の本発明の好ましいセンサアセンブリの部分分解組立図。
【図４】  本発明の好ましいセンサアセンブリに採用される回転式空気感知翼の拡大側方斜視図。
【図５】  図４に記載の回転式空気感知翼の拡大正面斜視図。
【図６】  図４に記載の回転式空気感知翼の底面図。
【図７】  図４に記載の回転式空気感知翼の分割斜視図。
【図１】
0004191387.tif 000002
【図２】
0004191387.tif 000003
【図２Ａ】
0004191387.tif 000004
【図３】
0004191387.tif 000005
【図４】
0004191387.tif 000006
【図５】
0004191387.tif 000007
【図６】
0004191387.tif 000008
【図７】
0004191387.tif 000009