(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（４０）に流入する気流内もしくは機体外装面に配置された略刃形状の筐体（２０）を備え、該筐体（２０）の表面を流れる気流の温度Ｔに基づいて気流の全温度Ｔ１を測定する装置であって、
前記筐体（２０）の気流の流線方向に対する各翼面（２３Ａ、２３Ｂ）の傾斜角が９°より小さく、気流の流線方向に対する前縁部の幅が１ｍｍ以下で、また気流の流線方向に対する前縁部の傾斜角が６０°よりも小さく設定される、ことを特徴とする温度測定装置。
【請求項２】
エンジン（４０）に流入する気流内もしくは機体外装面に配置された略刃形状の筐体（２０）を備え、該筐体（２０）の表面を流れる気流の温度Ｔに基づいて気流の全温度Ｔ１を測定する装置であって、
前記筐体（２０）の気流の流線方向に対する各翼面（２３Ａ、２３Ｂ）の傾斜角が９°より小さく、気流の流線方向に対する前縁部のＲが０．５ｍｍ以下で、また気流の流線方向に対する前縁部の傾斜角が６０°よりも小さく設定される、ことを特徴とする請求項１記載の温度測定装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機のエンジンに流入する気流内もしくは機体外装面に配置され、気流の温度を測定する温度測定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、エンジンを搭載した航空機には、空気の温度を測定場合、温度測定装置がエンジンの空気取り入れ口もしくは取り入れ口付近もしくは機体外装面に設置されている。
【０００３】
巡航中の外気は高速で流れる気流であり、全温度を測定する必要がある。気流の全温度を測定するには例えば、内部にセンサを備えた筐体に気流を導入して筐体の内壁に衝突させ、よどみ点を形成してよどみ温度を測定する構造の温度測定装置が用いられる。あるいは、流路内を通過する気流の流速を制限することにより気流の全温度を測定する構造の温度測定装置が用いられる。
【０００４】
また、本出願人が先に出願した特願平１１−９５５６３号には、刃形の筐体の表面にセンサを設けた温度測定装置が記載されている。この温度測定装置は、実用条件下では、筐体表面を摩擦して通過する気流の温度が、よどみ点での全温度と近似することから、筐体の表面を通過する気流の温度を測定して全温度を導いている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら航空機が氷雪条件下を巡航した場合、筐体内壁に気流を衝突させる構成の測定装置では、氷雪を含んだ空気によって筐体内や空気取り入れ口の周囲に氷雪が付着し堆積してしまい、空気取り入れ口が閉塞して気流が導入されないため温度測定が不能となったり、温度センサに氷雪が付着して正確な温度測定が妨げられたり、温度センサそのものが破損したりするという問題があった。同様に、気流を通過させる構成の測定装置も、氷雪の付着によって流路が閉塞し、温度測定が不能となる問題があった。
【０００６】
また、特願平１１−９５５６３号に記載の測定装置によれば、温度センサやその近傍に氷雪が付着堆積しない構造となっているので、温度センサが破損したり正確な温度測定が妨げられるなどの問題は解消される。しかし、筐体に付着した氷雪塊が大きく成長して脱落すると、この氷雪塊は気流によってエンジンもしくは機体および装備品に衝突する等の事由で、エンジンもしくは機体および装備品を損傷させてしまうという問題があった。
【０００７】
そのため、電熱ヒータや高温のエンジン抽気を使用して筐体を加熱して、このような問題の原因である着氷を防止することもできるが、構造が複雑になる上、筐体を加熱すると正確な温度測定が困難になる。
【０００８】
本発明は、このような問題点に鑑みてなされたもので、加熱機構を備えなくても用いることができ、適正な温度測定が行えるとともに、氷雪が付着しにくく、氷雪が付着しても温度測定装置自体が破損せず、氷雪の脱落時にもエンジン等を破損させることのない温度測定装置を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するために、第１の発明は、エンジン（４０）に流入する気流内もしくは機体外装面に配置された略刃形状の筐体（２０）を備え、この筐体（２０）の表面を流れる気流の温度Ｔに基づいて気流の全温度Ｔ１を測定する装置であって、筐体（２０）の形状は、氷雪条件下において筐体（２０）の表面に形成されるとともに筐体（２０）から乖離してエンジン（４０）もしくは機体および装備品に吸入される氷雪塊（Ｌ）が、エンジン（４０）もしくは機体および装備品に損傷を与えない成長段階において乖離するように設定されることを特徴としている。この発明にかかる温度測定装置は、氷雪条件下で使用しても付着する氷雪塊を大きく成長させないで乖離させる形状に形成され、氷雪が堆積しやすい構造によるよどみ温度測定によらずに全温度を導くことができるので、氷雪付着防止用の加熱機構が不要で、従来よりも正確な温度測定が可能となる。また氷雪による温度測定装置の破損がなく、さらに乖離した氷雪塊の衝突によるエンジンもしくは機体および装備品の損傷がない。
【００１０】
第２の発明は、上記第１の発明において、筐体（２０）は、エンジン（４０）もしくは機体および装備品に損傷を与えない成長段階において氷雪塊（Ｌ）が乖離するように、気流の流線方向に対する各刃面（２３Ａ、２３Ｂ）の傾斜角が規定されることを特徴としている。
第３の発明は、上記第１または第２の発明において、筐体（２０）は、エンジン（４０）もしくは機体および装備品に損傷を与えない成長段階において氷雪塊（Ｌ）が乖離するように、気流の流線方向に対する前縁部の幅が規定されることを特徴としている。
第４の発明は、上記第１〜第２いずれかの発明において、筐体（２０）は、エンジン（４０）もしくは機体および装備品に損傷を与えない成長段階において氷雪塊（Ｌ）が乖離するように、気流の流線方向に対する前縁部の傾斜角が規定されることを特徴としている。この温度測定装置では、筐体をこのような形状に形成することにより、筐体に付着する氷雪を、エンジンもしくは機体および装備品を損傷させない程度の大きさで乖離させることができるため、確実にエンジンもしくは機体および装備品を損傷しない温度測定装置を得ることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態について、図を参照して説明する。
図１は本発明の温度測定装置の一実施形態を示す斜視図である。この温度測定装置１０は、筐体２０に温度センサ３０を内蔵し、温度センサ３０で測定した温度を、電気インターフェイス３１を介して外部に伝達する構成となっている。
【００１２】
筐体２０は、図２に示すようにこの筐体２０をエンジン４０の空気導入口４１に取り付けるためのベース部２１と、センサ内蔵部２２を備えている。センサ内蔵部２２は、ベース部２１からエンジン４０に取り入れられる気流中に突出するように形成されている。
【００１３】
センサ内蔵部２２は、互いに１８°の先端角αをもって形成され、気流の流線方向に対してそれぞれ９°の角度をなして配置される２面の気流通過面２３と、この気流通過面２３の交わる稜線にＲ０．１で形成され、気流中に設置された状態で気流の流線方向に対して５５°の角度（後退角β＝３５°）をもって傾斜する前縁部２４を備えている。この前縁部２４は気流中の最上流側（図２の右方）に配置される。また、この前縁部２４を稜線として交わる２面の気流通過面２３は、ベース部２１に対して垂直に立ち上がり、気流に沿うように配置される。なお、センサ内蔵部２２の各面は隙間なく接続され閉鎖されている。
【００１４】
温度センサ３０は、例えば測温抵抗型センサや熱電対などが用いられており、気流通過面２３表面に近いセンサ内蔵部２２の内部に設けられ、リード線３２で電気インターフェイス３１に接続されている。この温度センサ３０で測定した温度は、この電気インターフェイス３１を介して電気信号としてエンジン制御装置（不図示）に伝達される。
【００１５】
以上のように構成された温度測定装置１０は、エンジン４０の空気導入口４１の内側上方にベース部２１を用いて取り付けられ、巡航時の気流に気流通過面２３が沿うように、また前縁部２４を上流側にして配置される（図２）。エンジン４０にこのように温度測定装置１０を備えた航空機が巡航すると、気流はセンサ内蔵部２２の両側に分岐し、気流通過面２３に沿って流れる（図３（ａ））。
【００１６】
ここで、本温度測定装置１０によって測定される温度Ｔについて説明する。
気流が気流通過面２３に沿って流れるとき、気流通過面２３表面近傍の空気は、気流と気流通過面２３との相対速度による摩擦によって熱が生じるので、温度センサ３０が測定する測定温度Ｔは、この摩擦熱によって上昇した温度である。
【００１７】
ところで一般に、マッハ数Ｍで流れている静温度Ｔ０の空気の全温度Ｔ１は、
Ｔ１＝Ｔ０（１＋（κ−１）／２×Ｍ2）             （１）
ただし、κ：空気の比熱比（≒１．４）
で表される。一方、本発明のように気流通過面２３の表面を流れている気流の温度Ｔは、静温度Ｔ０に対して、
Ｔ＝Ｔ０（１＋ｒ（κ−１）／２×Ｍ2）             （２）
ただし、ｒ＝Ｐｒ1/3（≒０．９）
Ｐｒ：空気のプラントル数（≒０．７１）
で表される。
【００１８】
（１）式、（２）式から、全温度Ｔ１と測定温度Ｔの間には、
Ｔ１＝Ｔ×（１＋０．２×Ｍ2）／（１＋０．１８×Ｍ2）
という関係が成り立つ。つまり全温度Ｔ１と測定温度Ｔの間にはわずかな違いが生じるだけである。例えば、Ｍ＝０．５５の場合、Ｔ１＝１．００６×Ｔとなり、これらの違いは約０．６％である。したがって、κ、ｒを一定と考えればＴとＴ１は気流の速度（マッハ数Ｍ）の関数となるので、この関数を用いて補正を行い正確な全温度Ｔ１を求めることができる。あるいはこの違いを誤差として許容して測定される温度Ｔを全温度とみなすこともできる。
【００１９】
次に、エンジン４０を搭載した航空機が氷雪条件下を巡航したときに、温度測定装置１０に付着する氷雪塊Ｌの成長と脱落と、センサ筐体２０の形状による影響について説明する。
航空機が氷雪条件下を巡航すると、水分が混入した氷点以下の空気流が空気導入口４１を流れるので、温度測定装置１０では、気流が衝突する前縁部２４で着氷し、氷雪塊Ｌが成長し始める（図３（ｂ））。この氷雪塊Ｌに水分を含む空気がさらに衝突して、氷雪塊Ｌの前面に着氷するとともに、若干気流通過面２３側に吹き流されるので、氷雪塊Ｌは当初の着氷部分から前面幅ｐを広げながら前方（上流側）に向かって厚さｓを増すように成長をする（図３（ｃ））。
【００２０】
図３（ａ）〜図３（ｃ）に示すように、氷雪塊Ｌの成長に伴い前面幅ｐが広がり前面面積ｑが大きくなるので、氷雪塊Ｌの受ける空気抵抗が次第に大きくなる。一方、氷雪塊Ｌが付着する前縁部２４は鋭角に形成されているため、氷雪塊Ｌが筐体２０に固着している幅（固着幅ｔ）は小さく、氷雪塊Ｌは前方（上流側）には成長しても後方（下流側）には大きくならないので、固着面積ｕ（＝固着幅ｔ×前縁部２４の高さｂ）は大きくならない。この固着面積ｕが小さいほど筐体２０に対する氷雪塊Ｌの固着力は弱く、その近傍における氷雪塊Ｌの断面積も小さいために破壊されやすいので、付着した氷雪塊Ｌは筐体２０から乖離しやすい。
【００２１】
さらに氷雪塊Ｌが成長して着氷部分の氷雪塊Ｌの固着力（剪断強度）よりも空気抵抗力が大きくなると、氷雪塊Ｌの着氷部分が前縁部２４から剥離されて（あるいは着氷部分近傍が破壊されて）、氷雪塊Ｌは前縁部２４から脱落する。脱落した氷雪塊Ｌは気流によって下流に吹き飛ばされ、エンジン４０に吸入される。
【００２２】
なお、図４（ａ）〜図４（ｃ）に示すように、センサ内蔵部２２の気流通過面２３が気流の流線方向に対してなす角が９°よりも大きい（先端角αが１８°よりも大きい）と、気流通過面２３に衝突する水滴が増加するため、氷雪は前縁部２４だけでなく気流通過面２３にも付着する（図４（ｂ））。気流通過面２３に付着した氷雪は前方に成長して前縁部２４に付着した氷雪と一体になり、この氷雪塊Ｌは図４（ｃ）に示すように、大きな氷雪塊Ｌを形成するので、固着面積ｕが大きくなり、氷雪塊Ｌの固着力と剪断強度が強くなる。したがって氷雪塊Ｌは筐体２０から脱落しにくいので大きく成長し、大きく成長した氷雪塊Ｌが脱落してエンジン４０に吸入されると、エンジン４０が損傷する。なお、気流通過面２３が気流の流線方向に対してなす角の、氷雪塊Ｌを大きく成長させない限界（＝９°）は、氷雪風洞での実験により得られたものである。
【００２３】
また、図５（ａ）〜図５（ｃ）に示すように、前縁部２４のＲが０．５ｍｍよりも大きいあるいは幅が１ｍｍよりも大きいと、空気が衝突する面積が大きい。つまり、固着幅ｔが大きいので固着面積ｕが大きくなり、また気流が氷雪塊Ｌの後方に回り込んで氷雪を付着させるためさらに固着面積ｕが大きくなるので、氷雪塊Ｌの固着力と剪断強度が強くなる。したがって氷雪塊Ｌは筐体２０から脱落しにくいので大きく成長し、大きく成長した氷雪塊Ｌが脱落してエンジンに突入すると、エンジンが損傷する。なお、前縁部２４の、氷雪塊Ｌを大きく成長させない限界（Ｒ０．５ｍｍあるいは幅１ｍｍ）の形状は、計算および氷雪風洞での実験により得られたものである。
【００２４】
図６（ａ）〜図６（ｃ）に、前縁部２４の後退角βが３０°よりも小さい（前縁部２４が気流の流線方向に対して６０°よりも大きい角度で傾斜している）例として、後退角βが０°の場合を示す。気流が前縁部２４に衝突すると、付着した氷雪は前方に成長する。着氷初期は、気流の流速が遅いベース部２１に近い部分は着氷が少ないが（図６（ａ））、さらに着氷が進むと、ベース部２１と氷雪塊Ｌとの間に気流が導かれてベース部２１にも氷雪が付着し（図６（ｂ））、これが前縁部２４で成長した氷雪塊Ｌと一体となる。したがって氷雪塊Ｌはベース部２１と前縁部２４とに付着しているため固着力が強く、大きく成長しやすくなる。
【００２５】
上記の温度測定装置１０を用いた場合の氷雪塊Ｌの成長および脱落の試算を行った。この試算は、氷雪塊Ｌの剪断強度を仮定し、氷雪塊Ｌにかかる剪断応力がこの剪断強度を超えたら氷雪塊Ｌは脱落するものとして、氷雪塊Ｌの脱落時の質量を求めるものであって、剪断応力を決定する要素としては以下のものがある。
空気の流速、密度、全温度Ｔ１および水分含有量
先端角α、後退角β
前縁部２４の幅ａ、高さｂ、半径Ｒ
氷雪塊Ｌの前面幅ｐ、前面面積ｑ、広がり角ｒ、厚さｓ
固着幅ｔ、固着面積ｕ
【００２６】
本温度測定装置１０を備えるエンジン４０は、６０ｇまでの氷雪塊の吸入を許容することができるものである。試算によると、氷雪塊Ｌが成長して剪断応力が増大し、剪断強度を超えるのは、氷雪塊Ｌの質量が７ｇの時であり、これは着氷開始後約１９秒後であることが試算から求められた。さらに着氷開始後約３９秒後には、氷雪塊Ｌにかかる剪断応力は剪断強度の２倍を超え、このときまで氷雪塊Ｌが脱落せず成長を続けたとしてもその質量は約２８ｇであり、エンジン４０が吸入しても十分許容できる質量であるとの試算結果が得られた。したがって、本温度測定装置１０によれば、脱落した氷雪塊Ｌによってエンジン４０を損傷させることはない。
【００２７】
以上のように、本温度測定装置１０は、センサ内蔵部２２を、付着した氷雪塊Ｌを大きく成長させない形状としたことにより、氷雪塊Ｌによってエンジン４０が破損されることがない。また、氷雪付着防止のための加熱機構が不要であるから、正確な測温が可能で、加熱機構のための電源やスペースが必要なく、温度測定装置１０の小型化が可能である。さらに、温度センサ３０によって、気流通過面２３の表面での温度Ｔを測定するから、従来用いられているような氷雪を堆積しやすく温度測定装置１０自体も損傷されうる構造であるよどみ温度測定装置によらずに、全温度Ｔ１を導くことができる。
【００２８】
【発明の効果】
以上説明したように、第１の発明は、氷雪条件下で使用しても付着する氷雪塊を筐体から乖離しやすい形状で成長するような形状に筐体を形成するので、氷雪を堆積しやすい構造によるよどみ温度測定によらずに全温度を導くことができるので、氷雪付着防止用の加熱機構が不要で、従来よりも正確な温度測定が可能となる。また氷雪による温度測定装置の破損がなく、さらにこの氷雪塊をエンジンが吸入してもエンジンが損傷されない。つまり本発明によれば、エンジンを損傷させず正確な測温が可能で壊れにくい温度測定装置を、簡単な構造によって得ることができる。
【００２９】
第２の発明では、気流の流線方向に対する各刃面（２３Ａ、２３Ｂ）の傾斜角が規定されることにより氷雪は前縁部に付着して後方に成長しにくく、筐体に固着する面積が小さいので、筐体に固着する力が弱い。したがって、氷雪の成長を抑制し、氷雪を乖離させやすくできるので、より確実にエンジンを損傷しない温度測定装置を得ることができる。
【００３０】
第３の発明では、気流の流線方向に対する前縁部の幅が規定されることにより、氷雪が筐体に固着する面積が小さく、固着部分の剪断強度が弱いので破壊されやすく、氷雪が筐体に強力に固着しない。したがって、氷雪の成長を抑制し、氷雪を乖離させやすくできるので、より確実にエンジンを損傷しない温度測定装置を得ることができる。
【００３１】
第４の発明では、気流の流線方向に対する前縁部の傾斜角が規定されることにより、気流によって氷雪に加えられる空気抵抗力が氷雪を乖離させやすくするとともに、氷雪が筐体の下部に固着しにくいので、氷雪の固着する力が強くならない。したがって、氷雪の成長を抑制し、氷雪を乖離させやすくできるので、より確実にエンジンを損傷しない温度測定装置を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明にかかる温度測定装置の実施形態を示す斜視図である。
【図２】  本発明にかかる温度測定装置がエンジンに設置された状態を示す断面図である。
【図３】  本発明にかかるセンサ筐体に対する空気の流れ方と氷雪が付着する様子を示す模式図である。
【図４】  本発明にかかるセンサ筐体に対する空気の流れ方と氷雪が付着する様子を示す模式図である。
【図５】  本発明にかかるセンサ筐体に対する空気の流れ方と氷雪が付着する様子を示す模式図である。
【図６】  本発明にかかるセンサ筐体に対する空気の流れ方と氷雪が付着する様子を示す模式図である。
【符号の説明】
１０  温度測定装置
２０  センサ筐体
２３  気流通過面
２４  前縁部
３０  温度センサ
４０  エンジン
４１  空気取り入れ口
α  先端角
β  後退角
【図１】
0003749135.tif 000002
【図２】
0003749135.tif 000003
【図３】
0003749135.tif 000004
【図４】
0003749135.tif 000005
【図５】
0003749135.tif 000006
【図６】
0003749135.tif 000007