BRPI0707818A2 - mÉtodo de determinaÇço da temperatura total do fluxo de ar que cerca uma aeronave - Google Patents
mÉtodo de determinaÇço da temperatura total do fluxo de ar que cerca uma aeronave Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0707818A2 BRPI0707818A2 BRPI0707818-8A BRPI0707818A BRPI0707818A2 BR PI0707818 A2 BRPI0707818 A2 BR PI0707818A2 BR PI0707818 A BRPI0707818 A BR PI0707818A BR PI0707818 A2 BRPI0707818 A2 BR PI0707818A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- temperature
- total temperature
- measured
- aircraft
- total
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 45
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 11
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 8
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 30
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 30
- 238000010257 thawing Methods 0.000 description 6
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 2
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000001427 coherent effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000000763 evoking effect Effects 0.000 description 1
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 1
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 1
- 230000036561 sun exposure Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
- 230000017105 transposition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
- G01K13/02—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow
- G01K13/028—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow for use in total air temperature [TAT] probes
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
- G01K13/02—Thermometers specially adapted for specific purposes for measuring temperature of moving fluids or granular materials capable of flow
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Measuring Temperature Or Quantity Of Heat (AREA)
- Testing Or Calibration Of Command Recording Devices (AREA)
Abstract
METODO DE DETERMINAÇAO DA TEMPERATURA TOTAL DO FLUXO DE AR QUE CERCA UMA AERONAVE A invenção refere-se a um método de determinação da temperatura total do fluxo de ar circundante de uma aeronave, comportando as operações seguintes; medida de um parâmetro de temperatura estático, medida de um parâmetro de temperatura total, determinação de um valor de velocidade do fluxo de ar, determinação de uma temperatura total calculada a partir dos parâmetros de temperatura estática medida e de temperatura total medida, em função da velocidade do fluxo de ar.
Description
MÉTODO DE DETERMINAÇÃO DA TEMPERATURA TOTAL DO FLUXO DE ARQUE CERCA UMA AERONAVE
Domínio da invenção
A invenção refere-se a um método para determinar atemperatura total do fluxo de ar circundante de umaaeronave, em especial quando a aeronave está no solo. Adeterminação da temperatura total, de acordo com o métododa invenção, considera valores medidos da temperaturaestática e valores medidos da temperatura total.
A invenção encontra aplicações no domínio daaeronáutica, e, em particular, no domínio da medida deparâmetros, tal como os parâmetros de temperatura exteriorã aeronave.
Estado da técnica
A bordo de uma aeronave, é importante conhecer certasinformações relativas ao vôo da aeronave e, especialmente,a temperatura exterior à aeronave. A temperatura exterior àaeronave é medida através de sondas dedicadas ou sondasmultifunções colocadas na estrutura externa da aeronave. Atemperatura exterior da aeronave é dada, geralmente, pelatemperatura total e pela temperatura estática. Atemperatura total é a temperatura do fluxo de ar ao redorda aeronave em presença de um escoamento de ar agindo sobreo valor da temperatura. A temperatura estática é atemperatura do fluxo de ar circundante à aeronave emcondições tais que o escoamento de ar não tem nenhumainfluência sobre o seu valor.
Classicamente, a temperatura total é medida por uma ouvárias sonda(s) situada(s) no escoamento do ar e atemperatura estática do ar é calculada a partir dos valoresmedidos da temperatura total. As sondas para medir atemperatura total são, geralmente, seja as sondasautônomas, dedicadas para a medida de temperatura, seja assondas associadas a outros sensores para formar sondasmultifunções. Quer seja autônoma ou multifunções, as sondassão instaladas a bordo da aeronave, no exterior daaeronave, em um ambiente submetido ao escoamento do ar.
Devido à temperatura extremamente fria do ar,especialmente em vôo, as sondas são geralmente aquecidaspara evitar que elas congelem. Em particular, no caso desondas multifunções, um descongelador é automaticamente apartir do acionamento do motor. Contudo, aquecimento dassondas provoca necessariamente uma emissão de calor. Estecalor pode perturbar as medidas pela sonda, em certascondições.
Mais precisamente, quando a aeronave está em vôo, ofluxo de ar se escoa ao redor da sonda permitindo dissiparo calor de descongelamento. 0 efeito do descongelador, istoé, o aquecimento da sonda, é então caracterizável e, porconseguinte, corrigível. Neste caso, a sonda fornece umatemperatura total precisa e coerente. Em contrapartida,quando a aeronave está no solo, não tem, ou tem pouco,fluxo de ar circulando ao redor da aeronave. 0 calor deaquecimento da sonda pode, então ser eliminado. Este caloraquecimento é, então é levado em conta pela sonda e amedida de temperatura total será falsa.
Para resolver este problema, é possível nãodescongelar a sonda de temperatura total além de certavelocidade do fluxo de ar. A sonda não será, entãodescongelada enquanto a aeronave está ao solo. Contudo,neste caso, as medidas da temperatura total no solo seriamdependentes das condições meteorológicas. Na realidade, nocaso de neve ou frio intenso, a sonda correria o risco decongelar quando a aeronave está ao solo e os valoresmedidos pela sonda seriam errados. Além disso, a sonda seráigualmente submetida aos desvios de temperatura diretamenteligados a uma exposição ao sol. Ora, os desvios detemperatura devidos às condições climáticas não sãocaracterizáveis, então não corrigíveis.
Assim, independentemente das condições dedescongelamento escolhidas (descongelamento da sondaunicamente fora de solo ou descongelamento da sondapermanente), as técnicas de medida atuais não permitemassegurar uma medida confiável da temperatura total aosolo.
Exposição da invenção
A invenção tem justamente por objetivo remediar aosinconvenientes das técnicas expostas previamente. Para estefim, a invenção propõe um método que permite corrigir ovalor medido da temperatura total, em particular quando aaeronave está no solo ou que a sua velocidade é muito fracapara criar um fluxo de ar suficiente para permitir adissipação do calor aquecimento da sonda. Para isso, ainvenção propõe medir a temperatura estática e corrigir amedida da temperatura total por meio de uma lei deconvergência que utiliza os valores medidos dastemperaturas estáticas e totais, em função da velocidade do ar.
De maneira mais precisa, a invenção refere-se a ummétodo de determinação da temperatura total do fluxo de arcircundante de uma aeronave, caracterizado pelo fato quecomporta as operações seguintes:
- medida de um parâmetro de temperatura estático,
- medida de um parâmetro de temperatura total,
- determinação de um valor de velocidade do fluxo dear,
- determinação de uma temperatura total calculada apartir dos parâmetros de temperatura estática medida e detemperatura total medida, em função da velocidade do fluxode ar.
A invenção pode comportar uma ou várias dascaracterísticas seguintes:
a temperatura total calculada corresponde àtemperatura total medida ou a temperatura estática medidas,eventualmente corrigidas de acordo com uma lei deconvergência.
- a lei de convergência difere em função da velocidadedo ar.
- com baixa velocidade, a temperatura total calculadacorresponde à temperatura estática medida.
- com grande velocidade, a temperatura total calculadacorresponde à temperatura total medida.
- com velocidade intermediária, a temperatura totalcalculada é corrigida por um desvio entre a temperaturatotal medida e a temperatura estática medida em um dadoinstante.
- em fase de aceleração da aeronave, a temperaturatotal calculada é TATcalcuIada (t) = TATmedida (t) - ΔΤν0 * (VI-CAS (t) )/(Vl-VO) , onde ΔΤν0 = TATmedida (tvo) - TATcalculada (tv0) ·
- em fase de desaceleração da aeronave, a temperaturatotal calculada é TATcaicuiada (t) = SATmedida(t) - ATv2 * (t-tv2) / Tconvergência / onde ATv2 = SATmedida (tv2) - TATcaicuiada (Tv2) .
A invenção refere-se igualmente a uma aeronave quecomporta um sistema que utiliza o método descritopreviamente.
Breve descrição dos desenhos
A figura 1 representa exemplos de curvas que mostram aevolução do erro de medida da temperatura total em funçãoda velocidade do ar.
A figura 2 representa um quadro recapitulativo dasleis de convergência para aplicar em função da velocidadedo ar e da fase de vôo da aeronave.
Descrição detalhada de modos de realização da invenção
A invenção refere-se a um método para determinar atemperatura total do fluxo de ar circundante de umaaeronave independentemente das condições meteorológicas eda velocidade da aeronave. Este método permite, emparticular, calcular a temperatura total do fluxo de arcircundante da aeronave quando esta está no solo.
Este método de determinação da temperatura totalcomporta as operações de medida da temperatura total emedida da temperatura estática. A temperatura total é umparâmetro medido por meio de uma sonda dedicada na medidade temperatura total ou de uma sonda multifunções. Atemperatura estática é um parâmetro medido por meio de umasonda de temperatura estática, dedicada ou multifunções. Amedida de temperatura total é corrigida pela medida detemperatura estática seguindo uma lei de convergência quedifere em função da velocidade do ar. Em outros termos, deacordo com a invenção, a temperatura total é calculadapartir dos valores medidos das temperaturas totais eestáticas, em função da velocidade do ar. 0 parâmetro detemperatura total calculada é determinado pelo computadorde bordo da aeronave e, mais precisamente, pelo calculadorADIRU. A velocidade do ar é um parâmetro conhecido destecalculador.
0 método da invenção considera o fato que, com baixavelocidade, a temperatura total está próxima da temperaturaestática. É então possível, com baixa velocidade,considerar que a temperatura total é equivalente àtemperatura estática. Assim, ao solo, quando a ar está combaixa velocidade, escolhe-se aproximar o valor datemperatura total calculada pelo valor da temperaturaestática medida pela sonda.
Pelo contrário, com grande velocidade, considera-seque o fluxo de ar é suficiente para dissipar os efeitos dedescongelamento. Escolhe-se, então aproximar o valor datemperatura total calculada pelo valor da temperatura totalmedida pela sonda de temperatura total.
A velocidade intermediária, isto é, com uma velocidademuito baixa para assegurar a existência de um fluxo de ardissipador de calor e suficientemente elevado para que oescoamento de ar tenha um efeito sobre a temperatura total,o método da invenção propõe calcular o valor da temperaturatotal a partir, de pelo menos uma lei de convergência. 0método da invenção propõe assim realizar uma transiçãoentre a aproximação pela medida de temperatura estática epela consideração direta da medida de temperatura total.Esta transição consiste na aplicação de pelo menos uma leide convergência.A lei a ser aplicada, isto é a aproximação pela medidade temperatura estática, a considera direta a medida detemperatura total ou a lei de convergência, é escolhida emfunção da velocidade do ar em relação a velocidades fixaspredefinidas, chamadas velocidades de transição.
Em um modo de realização preferido da invenção, atemperatura total é calculada a partir de várias leis deconvergência, a lei aplicada sendo em função da velocidadedo ar e da fase de vôo da aeronave. Na realidade, ao solo,a aeronave pode estar parada ou em fase de decolagem ouainda fase de aterrissagem. Em fase de decolagem, aaeronave acelera. Em fase de aterrissagem, a aeronavedesacelera. Conforme a aeronave acelera ou desacelera, asvelocidades de transição entre uma lei de convergência euma outra lei podem variar.
Mais precisamente, o método da invenção considera pelomenos duas velocidades de transição, isto é uma velocidadebaixa e uma velocidade alta. A velocidade de transiçãobaixa corresponde ao ponto de passagem entre uma leiaplicada à baixa velocidade e uma lei aplicada à velocidadeintermediária. A velocidade de transição alta correspondeao ponto de passagem entre a lei aplicada à velocidadeintermediária e uma lei aplicada à grande velocidade.
Abaixo do valor de transição baixo, a temperaturaestática é suficientemente precisa para que a temperaturatotal calculada seja aproximada à temperatura estáticamedida. Além da velocidade de transição elevada, o fluxo dear é suficiente para dissipar o calor do descongelador; atemperatura total calculada pode então ser aproximada pelovalor da temperatura total medida. A passagem da velocidadede transição baixa, a medida da temperatura estática ésuficientemente precisa; suficiente então calcular o desvioentre a temperatura estática medida e a temperatura totalmedida para conhecer a amplitude da correção a serrealizada.
0 valor das velocidades de transição baixa e alta podevariar em função da aeronave e da fase de vôo na qualencontra-se a aeronave ao instante considerado. Emparticular, em fase de decolagem, isto é, quando a aeronaveestá em uma fase de aceleração, a velocidade baixaescolhida é VO e a velocidade alta VI. Em fase deaterrissagem, isto é, quando a aeronave está em fase dedesaceleração, a velocidade de transição é a velocidade V2.
Entre estas velocidades de transição V0, V2 e VI, quesão as velocidades de escoamento do ar em relação ao avião,estabelece-se uma lei de convergência que permite passar,com uma transição suave, da aproximação pelo valor datemperatura estática medida para a aproximação pelo valorda temperatura total medida. Na realidade, por razões decoerência, não é possível passar de uma aproximação à outrasem transição. A lei de convergência estabelecida nainvenção assegura esta transição.
A figura 1 representa exemplos de curvas que mostram aconvergência do erro de temperatura total, chamado erroTAT, em função da velocidade do ar. Estas curvas mostramque abaixo da velocidade de transição baixa VO ou V2, oerro de temperatura total é muito importante e que, porconseguinte, não é possível tomar como valor de temperaturatotal o valor TAT medido. Mostram também que mais avelocidade do ar aproxima-se da velocidade de transiçãoalta VI, mais o erro de TAT converge para 0. A partir deVI, é então possível de aproximar a temperatura total pelovalor de temperatura total medido. Entre a velocidade detransição baixa VO ou V2, a invenção propõe medir o desvioentre a temperatura total medida e a temperatura estáticamedida com uma dada velocidade e fazer convergir estedesvio seguindo uma curva de modo que, perto da velocidadede transição alta VI, este desvio seja nulo. A convergênciapode ser realizada em função da velocidade do ar ou emfunção do tempo a fim de considerar a inércia eventual nazona onde é instalada a sonda de temperatura estática.
Assim, o erro de temperatura total pode ser estimado,em função do tempo t, da seguinte maneira, conforme aaeronave está fase de aceleração ou em fase dedesaceleração:
Em fase de aceleração:
Quando a velocidade do ar é inferior à velocidade detransição baixa V0, então a temperatura total calculadacorresponde ao valor da temperatura estática medida. Tem-seentão:
TATcaicuiada(T) = SATmedida (T) , ondeTATcaicuiada (t) é a temperatura total calculada noinstante t e SATmedIda (t) é a temperatura estática medida noinstante t.
Durante a passagem da velocidade de transição V0,pode-se determinar o desvio ΔΤνΟ entre a temperatura totalmedida e a temperatura total calculada a partir datemperatura estática da seguinte maneira:
ΔΤγο = TATmetJida (tV0) — TATcalculada (tvO ) /Onde TATmedIda (tvO) é a temperatura total medida noinstante da passagem da velocidade VO.
Assim, na passagem da velocidade de transição V0,pode-se determinar o desvio entre a temperatura totalmedida e a temperatura total calculada. Este desviocorresponde à diferença entre a temperatura total medida ea temperatura estática medida.
Para velocidades compreendidas entre a velocidade detransição baixa VO e a velocidade de transição alta VI, atemperatura total calculada é determinada a partir datemperatura total medida corrigida do desvio ΔΤνΟ e davelocidade do ar. A temperatura total calculada é então:
TATcalculada (t) = TATmedida (t) - ΔΤνο * (Vl-CAS(t) )/(VI-VO) , onde CAS(t) é a velocidade da aeronave (Computer AirSpeed) dado em nós pelo calculador da aeronave.
Quando a velocidade atinge e excede a velocidade detransição alta VI, então a temperatura total calculadacorresponde à temperatura total medida. Tem-se então:
TATcalculada (t) = TATmedida (t)Em fase de desaceleração:
Quando a velocidade é superior à velocidade detransição alta VI, então a temperatura total calculadacorresponde ao valor da temperatura total medida. Tem-seentão:
TATcalculada (t) = TATmedida (t) .Na passagem da velocidade de transição baixa V2, pode-se determinar o desvio ATv2 entre a temperatura totalcalculada e a temperatura estática medida da seguintemaneira:
TAΤν2 = SATmedida (tv2) - TATcalculada (tV2) ,onde SATmedida (tv2) é a temperatura estática medida noinstante de passagem da velocidade V2 e TATcaicuiada (tv2) é atemperatura total calculada neste mesmo instante.
Este desvio ATv2 corresponde então à diferença entre atemperatura estática medida e a temperatura total medida.
Abaixo da velocidade de transição V2, a temperaturatotal calculada é determinada a partir da temperaturaestática medida, corrigida do desvio ATv2 da seguintemaneira:
TATcaIcuIada (t) = SATmedida (t) * ΔΤν2 * (t - tv2) /Tconvergência /onde Tconvergência é a duração de convergência para atemperatura estática. Se a aceleração seguinte se produzentão a convergência para a temperatura estática não éterminada, então a temperatura total calculada continua aser determinada de partir desta fórmula. Além da duração deconvergência, a temperatura total calculada é baseada natemperatura estática medida, ou seja:
TATcai culada (t) = SATraedIda (t).
Um quadro recapitulativo das diferentes leis deconvergência é representado sobre a figura 2. Este quadromostra as leis aplicáveis em função da fase de vôo daaeronave (aceleração e desaceleração) e da velocidade do ar.
As velocidades de transição VO, Vl e V2 são valoresfixos determinados em função da aeronave e em função doselementos climáticos. Por exemplo, a velocidade detransição VO pode ser de 7 0 nós e a velocidade de transiçãoVl de 100 nós.
A escolha dos valores de transição deve considerar umelemento particular da fase de aceleração da aeronave,especialmente no caso onde a aeronave está fase deaceleração, mas que não atingiu ainda a velocidade dedecisão, partir da qual não pode mais frear e é obrigado adecolar. Neste caso, a aeronave pode encontrar-se ao mesmotempo na situação de uma fase de aceleração e de uma fasede desaceleração, especialmente se o piloto escolher frear,pois não atinge ainda esta velocidade de decisão. Éimportante, neste caso, que a velocidade de transição V2seja escolhida de modo que seja possível alterar de maneiraa determinar a temperatura total calculada. Convém entãoescolher a velocidade de transição V2 inferior ã velocidadede transição VO.
No modo de realização preferido da invenção, asvelocidades de transição alta e baixa correspondem àsvelocidades do ar obtidas quando a aeronave está ainda nosolo. A aplicação do método da invenção é particularmenteinteressante quando a aeronave está ao solo, pelas razõesde descongelamento das sondas evocadas previamente.Observa-se, no entanto, que este método pode ser aplicadoigualmente quando a aeronave está em vôo.
Claims (9)
1. - Método de determinação da temperatura total dofluxo de ar circundante de uma aeronave, caracterizado pelofato de que comporta as operações seguintes:- medida de um parâmetro de temperatura estático,- medida de um parâmetro de temperatura total,- determinação de um valor de velocidade do fluxo dear,- determinação de uma temperatura total calculada apartir dos parâmetros de temperatura estática medida e detemperatura total medida, em função da velocidade do fluxode ar.
2. - Método, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de que a temperatura totalcalculada corresponde à temperatura total medida ou atemperatura estática medida, eventualmente corrigida deacordo com uma lei de convergência.
3. - Método, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato de que a lei de convergência difereem função da velocidade do ar.
4. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 2 ou 3, caracterizado pelo fato de que àbaixa velocidade, a temperatura total calculada correspondeà temperatura estática medida.
5. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 2, 3 ou 4, caracterizado pelo fato de que àgrande velocidade, a temperatura total calculadacorresponde à temperatura total medida.
6. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 2, 3, 4 ou 5, caracterizado pelo fato de quena velocidade intermediária, a temperatura total calculadaé corrigida por um desvio entre a temperatura total medidae a temperatura estática medida em um dado instante.
7. - Método, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de que na fase de aceleração daaeronave, a temperatura total calculada é TATcaicuiada (t)TATmedida(t) - ΔΤνο * (Vl-CAS(t) )/(Vl-VO), onde ΔΤνο =TATmedida (tv0 ) — TATcaxcuiada (tV0 ).
8. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 ou 7, caracterizado pelo fato de que emfase de desaceleração da aeronave, a temperatura totalcalculada é TATcaicuiada(t) = SATmedIda (t) - ATv2 * (t-tv2) /Tconvergência, onde ΔΤν2 = SATmedida (tV2) - TATcaIcuIada(Tv2).
9. - Aeronave caracterizada pelo fato de que comportaum sistema que utiliza o método de qualquer uma dasreivindicações 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0650531A FR2897428B1 (fr) | 2006-02-14 | 2006-02-14 | Procede de determination de la temperature totale du flux d'air environnant un aeronef |
| FR0650531 | 2006-02-14 | ||
| PCT/FR2007/050724 WO2007093722A2 (fr) | 2006-02-14 | 2007-02-01 | Proced de determination de la temperature totale |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0707818A2 true BRPI0707818A2 (pt) | 2011-05-10 |
Family
ID=37309153
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0707818-8A BRPI0707818A2 (pt) | 2006-02-14 | 2007-02-01 | mÉtodo de determinaÇço da temperatura total do fluxo de ar que cerca uma aeronave |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7974812B2 (pt) |
| EP (1) | EP1991847B1 (pt) |
| JP (1) | JP5312048B2 (pt) |
| CN (1) | CN101384889B (pt) |
| BR (1) | BRPI0707818A2 (pt) |
| CA (1) | CA2641923C (pt) |
| FR (1) | FR2897428B1 (pt) |
| RU (1) | RU2419772C2 (pt) |
| WO (1) | WO2007093722A2 (pt) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102590553B (zh) * | 2012-02-29 | 2013-12-04 | 北京航空航天大学 | 一种基于小波消噪的加速度计温度补偿方法 |
| FR3004547B1 (fr) * | 2013-04-16 | 2015-05-01 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de detection automatique d'une mesure erronee d'une temperature totale sur un aeronef. |
| KR101676002B1 (ko) * | 2015-01-30 | 2016-11-15 | 한국표준과학연구원 | 전온도 센서 교정 장치 및 이를 이용한 전온도 센서 교정 방법 |
| FR3035209B1 (fr) * | 2015-04-20 | 2018-10-05 | Thales | Sonde multifonctions de references primaires pour aeronef, systeme de mesure, aeronef et procede d'obtention de grandeurs physiques associes |
| US10451491B2 (en) * | 2015-09-03 | 2019-10-22 | Honeywell International Inc. | System and method to determine total air temperature from turbofan bypass flow temperature |
| CN105890804B (zh) * | 2016-04-08 | 2019-05-17 | 北京航空航天大学 | 一种提高温度受感器测量气流总温精度的方法 |
| US20170342913A1 (en) * | 2016-05-24 | 2017-11-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet temperature sensor configuration |
| EP3290883B1 (en) * | 2016-08-31 | 2019-08-14 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Temperature probe |
| CN106989846B (zh) * | 2017-05-22 | 2019-05-17 | 北京航空航天大学 | 一种测量高温气流总温的装置 |
| FR3079818A1 (fr) * | 2018-04-10 | 2019-10-11 | Airbus Operations (S.A.S.) | Nacelle de moteur d'aeronef munie d'un systeme de protection contre le givre et procede de protection associe |
| US11448088B2 (en) * | 2020-02-14 | 2022-09-20 | Honeywell International Inc. | Temperature inversion detection and mitigation strategies to avoid compressor surge |
| US12037131B2 (en) * | 2021-01-12 | 2024-07-16 | The Boeing Company | Charged air mass measurement for air data computation |
| CN119354360B (zh) * | 2024-10-24 | 2025-07-04 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种超声速流场总温测量的光学试验系统及试验方法 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4303978A (en) * | 1980-04-18 | 1981-12-01 | The Boeing Company | Integrated-strapdown-air-data sensor system |
| US5610845A (en) * | 1994-08-30 | 1997-03-11 | United Technologies Corporation | Multi-parameter air data sensing technique |
| JP3749135B2 (ja) * | 2001-03-13 | 2006-02-22 | 横河電子機器株式会社 | 温度測定装置 |
| US6543298B2 (en) * | 2001-07-13 | 2003-04-08 | Rosemount Aerospace Inc. | Method of reducing total temperature errors and multi-function probe implementing same |
| ATE445210T1 (de) * | 2003-08-20 | 2009-10-15 | Boeing Co | Verfahren und systeme zur erkennung von vereisungsbedingungen |
| US6974250B2 (en) * | 2004-04-15 | 2005-12-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Temperature sensor with controlled thermal offset for determining static temperature |
| US7031871B2 (en) * | 2004-06-04 | 2006-04-18 | Rosemount Aerospace, Inc. | Sensor assembly for determining total temperature, static temperature and Mach number |
-
2006
- 2006-02-14 FR FR0650531A patent/FR2897428B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-02-01 CN CN2007800053219A patent/CN101384889B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-01 BR BRPI0707818-8A patent/BRPI0707818A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-02-01 WO PCT/FR2007/050724 patent/WO2007093722A2/fr not_active Ceased
- 2007-02-01 US US12/279,371 patent/US7974812B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-01 EP EP07731552.1A patent/EP1991847B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-02-01 CA CA2641923A patent/CA2641923C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-01 RU RU2008136870/28A patent/RU2419772C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-02-01 JP JP2008554818A patent/JP5312048B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7974812B2 (en) | 2011-07-05 |
| CN101384889B (zh) | 2013-04-17 |
| JP2009526982A (ja) | 2009-07-23 |
| FR2897428A1 (fr) | 2007-08-17 |
| US20090306927A1 (en) | 2009-12-10 |
| CA2641923A1 (fr) | 2007-08-23 |
| EP1991847B1 (fr) | 2016-06-22 |
| CA2641923C (fr) | 2015-12-29 |
| CN101384889A (zh) | 2009-03-11 |
| WO2007093722A2 (fr) | 2007-08-23 |
| RU2419772C2 (ru) | 2011-05-27 |
| FR2897428B1 (fr) | 2008-04-04 |
| RU2008136870A (ru) | 2010-03-20 |
| WO2007093722A3 (fr) | 2007-11-15 |
| EP1991847A2 (fr) | 2008-11-19 |
| JP5312048B2 (ja) | 2013-10-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0707818A2 (pt) | mÉtodo de determinaÇço da temperatura total do fluxo de ar que cerca uma aeronave | |
| US8761970B2 (en) | Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method | |
| BR102018008362A2 (pt) | Sistema para estimativa de velocidade do ar de uma aeronave com base em um modelo de dragagem | |
| US9688418B2 (en) | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft, and aircraft having such a high lift system | |
| BR102018009085A2 (pt) | Método para teste de um componente, e, sistema de alta elevação de uma aeronave | |
| US8718971B2 (en) | System for determining the airspeed of an aircraft | |
| BR102016026519A2 (pt) | Automatic flight protection system and method | |
| BRPI0616345A2 (pt) | sistema de controle de parÂmetros anemobaroclinomÉtricos para aeronaves | |
| US11618575B2 (en) | Ice detector apparatus, system, and method | |
| BR102019000138A2 (pt) | Métodos e sistemas para determinar a velocidade aérea de uma aeronave | |
| BR102013010356A2 (pt) | Sistema de proteção contra gelo | |
| BR112012015843B1 (pt) | Dispositivo de limpeza do para-brisa | |
| BR9914224A (pt) | Instrumentos de reserva combinados para aeronave | |
| JP2012126201A (ja) | 飛行制御装置およびこれを備える飛行体 | |
| EP2669687A1 (en) | Synthetic estimation of rotorcraft airspeed | |
| BR102015003266B1 (pt) | sistema para cálculo de velocidade aerodinâmica, e, método para determinar uma velocidade aerodinâmica de uma aeronave | |
| US10994849B2 (en) | Aircraft ice protection control system preheat logic | |
| BR102016005815A2 (pt) | dispositivo e sistema de exibição de informações relacionadas a um voo de uma aeronave | |
| BR102019014966A2 (pt) | Sistema para corrigir uma leitura de temperatura do ar, e, meio legível por computador não transitório | |
| BR102015016287A2 (pt) | aparelho, e, método para controlar a operação de um motor em uma aeronave | |
| BR102017011142A2 (pt) | Sistema de medição de tamanho de gotícula de água super-resfriada, e, método para gerar um alerta se a atmosfera externa a uma aeronave tiver gotículas de água super-resfriada ultrapassando um tamanho predeterminado | |
| BR102013019575A2 (pt) | método de fornecer potência a um dispositivo eletrotérmico e sistema de proteção contra gelo | |
| Martos et al. | Low-cost accurate angle-of-attack system | |
| KR101982181B1 (ko) | 관성항법데이터를 이용한 비행정보 보정 장치 및 방법 | |
| US20050190816A1 (en) | Total temperature probe and total temperature determination method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) Free format text: TRANSFERIDO POR INCORPORACAO DE: AIRBUS FRANCE |
|
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE A 10A ANUIDADE. |
|
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |