航空機内で測定した大気中の水分量を使用して天気を予報する方法及びシステム
【課題】少なくとも１つの大気データと水分含有量に基づいて天気を予測する方法を提供する。
【解決手段】飛行中に航空機１０６のガスタービンエンジン１０２、１０４のコンプレッサーの第１位置において第１気温及び第１気圧を測定し、コンプレッサーの第２位置において第２気温及び第２気圧を測定し、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算し、そして比熱比から大気の水分含有量を決定するステップを含み測定された水分含有量を天気予報モデルへ伝達する。
【解決手段】飛行中に航空機１０６のガスタービンエンジン１０２、１０４のコンプレッサーの第１位置において第１気温及び第１気圧を測定し、コンプレッサーの第２位置において第２気温及び第２気圧を測定し、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算し、そして比熱比から大気の水分含有量を決定するステップを含み測定された水分含有量を天気予報モデルへ伝達する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、大気の状態を測定する方法及びシステムに関し、より具体的には、航空機を利用して大気中の気象データを収集する方法及びシステムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
予報を改善するのに大きな障害物となるのは、対流圏における水分含有量についてのデータ不足である。気団の水分含有量は、嵐の間、湿潤土上、あるいは海等の水塊上において急激に変化する可能性がある。これら及び他の地域における水分含有量の変化を追跡することができないと、天気予報が不正確になる。
【０００３】
水蒸気を検知し数値化する既存の方法は、陸上の局所的規模においてのみ実行可能であり地球規模の気象連続性との間に大きなギャップができるため、不十分である。このギャップが一番大きいのは、ほとんどの大気状態の源となる海上である。下に挙げる既存の大気検知システムは、局所的規模で高い分解能を発揮するが、このようなシステムを地球規模で展開するのは、地球規模における実行又は維持に高い費用がかかることと、これらのシステムは地球規模における実際的な使用に十分な時間的及び／又は空間的分解能がないために、現実的ではない。
【０００４】
現在、水蒸気測定の主要源は地上の湿度センサ及び「ラジオゾンデ」と呼ばれる気球搭載センサである。ラジオゾンデデータは高品質であるが、比較的低い空間的及び時間的分解能を有する。気温、湿度及び気圧のデータを無線信号による地上受信に依存する、使い捨ての気球搭載装置一式であるラジオゾンデは、世界中の何百もの場所における１日２回の観測を通じて世界的規模で使用できる気象分析及び予測システムの従来の基盤となっている。しかしながら、ラジオゾンデの１日２回の観測は主に陸上においてであり、コスト上の配慮からまばらに分布している。ラヂオゾンデの飛揚と飛揚の合間又はラジオゾンデの飛揚ポイントから遠く離れた場所における地上測定値は入手できない。これらの理由から、ラジオゾンデデータは高分解能の世界的規模の気象学の支柱となるには費用が高く、局所的すぎるといえる。
【０００５】
現在少数の民間航空会社によって航空通信情報交換システム（ＡＣＡＲＳ）と呼ばれるシステムの一部として世界中のリアルタイムの風、気圧、温度、及び湿度測定値を得ている。ＡＣＡＲＳシステムによりラジオゾンデにかかる費用の約百倍未満の費用で世界中で１日に約１００００もの測定値を得ることができるが、ＡＣＡＲＳによる測定値の大部分は空港周辺と共通の飛行経路に沿って決まった巡航飛行高度において取得したものであり、貴重であるはずのデータの空間的範囲を限定してしまう。
【０００６】
地球ベースの差分吸収ライダー（ＤＩＡＬ）及びラマンライダーシステムは、辺鄙な地域における風及び水蒸気のプロファイルを得るために使用される。しかしながら、上記システムは取り付け及び維持するのに実用的でなく、雲の層を突き抜けず、使用されるレーザーは高電圧を使用しているため目に安全ではない。
【０００７】
水蒸気のラジオメーターは、大気によって発生した電磁エネルギーを測定し、天頂積分水蒸気量を推定する機器である。積分水蒸気量とは、一カラム量の水蒸気が液体水に凝縮されたときの液体水の深さの測定値である。降水可能水蒸気量（ＰＷＶ）とも呼ばれる天頂積分水蒸気量（ＩＷＶ）は、地球ベースの測定装置の真上の垂直方向の一カラム量の積分水蒸気量である。地球ベースの上向きの水蒸気ラジオメーターにより、低温の背景空間に対する放射輝度温度を測定することによってＰＷＶを推定する。しかしながら、上向きの水蒸気ラジオメーターは個別に得たＰＷＶデータを使用して局地的条件に「同調」させなければならず、ラジオメーターは概して比較的澄んだ大気状態においては良好な時間的分解能を呈示するが、陸上の局所的なＰＷＶしか得ることができない。さらに、適切に装備されていない限り、上向きのラジオメーターは雨が降ると事実上役に立たない。代替として、衛星ベースの下向きのラジオメーターは水上及び気温が一定の陸塊では、大気及び下部の地表から放射される電磁波を観測することにより良好に機能する。下向きのラジオメーターは概して優れた空間的分解能を呈するが、時間的分解能が劣り、ほとんどの陸塊上では機能が不十分である。いずれの場合においても、水蒸気ラジオメーターは全体として、これにかかる費用、観測限界、及び性能特性のために、世界的規模の気象学には実用的ではない。
【０００８】
フーリエ変換赤外線ラジオメーター（ＦＴＩＲ）システムにより、高分解能の、衛星ベース及び地球ベースの温度及び水蒸気量のプロファイルを放射伝達方程式の再帰的解法を利用して取得し、地上から上方向の垂直プロファイルを得ることが可能である。この方法により低い対流圏において数百メートルから１キロまでの垂直方向の分解能を得ることができるが、このシステムは雲の層及び対流圏オゾン等の赤外活性ガスがある場合に能力不足となる。
【０００９】
無人飛行体（ＵＡＶ）により、上述した他のシステムがアクセスできない領域の高分解能データを得ることができる。ただし無人航空機は連続的な地球規模の検出には費用がかかりすぎ、十分な空間的及び時間的分解能がないため、通常、特定の研究用途においてのみ実施可能である。
【００１０】
更なる水分含有量の測定値が、対流圏機上気象データ情報（ＴＡＭＤＡＲ）と呼ばれるＮＡＳＡプログラムにおいて運用されている、衛星から及び少数の専門設備を備えた旅客機から入手可能である。衛星データは、特に雲が出ているときに水蒸気プロファイルの正確な高度を衛星が判定するのが難しいため信頼性が低い。ＴＡＭＤＡＲは、規模の小さい地域的な旅客機の外側に取り付けた湿度センサを使用する。これらのセンサは航空機が対流圏内を上昇及び下降する際に湿度及び温度を連続的に測定する。これによりラジオゾンデよりも優れた空間的及び時間的分解能が得られる。この方法は、米国北東部における天気予報を向上させるのに技術的に効果があることが分かっているが、更なる重量及び抵抗、そして各種の航空機上の各種類のセンサ一式に対してＦＡＡ許可証を得る必要があるため、この解決法は費用がかかり、既存のシステムの他の領域への拡大が限定される。
【発明の概要】
【００１１】
一実施形態においては、大気の水分含有量の測定方法は、コンプレッサーの第１位置において第１気温及び第１気圧を測定し、コンプレッサーの第２位置において第２気温及び第２気圧を測定し、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算し、そして比熱比から大気の水分含有量を決定するステップを含む。
【００１２】
別の実施形態においては、大気監視システムはコンプレッサーと、コンプレッサーに接続された少なくとも１つのコンプレッサーセンサを含み、このセンサはコンプレッサーを通って流れる空気から大気データを取得するように構成されている。
【００１３】
さらに別の実施形態においては、天気を予報する方法は、飛行中に機内のガスタービンエンジンから大気データを取得し、大気データを処理して大気中の水分含有量を決定し、少なくとも１つの大気データ及び水分含有量を天気予報モデルに伝達していずれか１つあるいは両方のデータセットに基づいて天気を予測するステップを含む。
【００１４】
さらに別の実施形態においては、天気を予報する方法は、ガスタービンエンジンの第１位置における一容量の空気の比熱を決定し、ガスタービンエンジンの第２位置における一容量の空気の比熱を決定し、第１位置及び第２位置における一容量の空気の比熱を使用して、その一容量の空気の水分含有量を決定するステップを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は気象に関するデータを収集し航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの性能を監視するシステムの例示の実施形態のブロック図である。
【図２】図２は本発明の例示の実施形態によるガスタービンエンジンの断面図である。
【図３】図３は図１に示すシステムで使用可能な、絶対湿度対比熱比のグラフである。
【図４】図４はガスタービンエンジンからの測定パラメータを使用して空気中の水分含有量を決定するためのデータフロー図である。
【図５】図５は図１に示すシステムによる気象データ用収集ポイントとして使用可能な、様々な空港との間の例示の飛行経路を図示した米国地図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１は気象に関するデータを収集し航空機１０６上に取り付けられたガスタービンエンジン１０２、１０４の性能を監視するためのシステム１００の例示の実施形態のブロック図である。図１に２つのエンジン１０２及び１０４を示したが、航空機１０６は追加のエンジンを取り付けることができる。したがって、上記追加のエンジン用のデータ収集はエンジン１０２及び１０４用のデータ収集とほぼ同様の方法で実施される。このため、エンジン１０２及び１０４とこれに接続する機器のみを本明細書において説明する。さらに、システム１００は例示目的のためだけに航空機と関連させて説明する。航空用途のほかに、本発明は海洋及び工業用を含むガスタービンエンジンの他の用途に適用することができる。
【００１７】
システム１００は、全自動デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）等の電子エンジンコントローラ（ＥＥＣ）１０８を含むが、各エンジン１０２、１０４及び機内搭載のデータ保存装置１１０に接続された他のコントローラも使用可能である。従来のエンジンデータセンサ１１２及び航空機データセンサ１１４は、エンジン１０２、１０４及び／又は航空機１０６の操作及び性能に関する選択されたデータパラメータを検知するために配設されている。エンジンデータセンサ１１２と航空機データセンサ１１４は、対象のデータパラメータを監視するすべてのグループのセンサを含むことができる。大気温度、気流速度及び高度等の航空機のパラメータに加えて、エンジンパラメータは通常排気ガス温度、オイル温度、高圧タービンシュラウド温度、エンジン燃料流、コア速度、エンジン入口においてファンの上流で測定されるエンジン入口圧力（Ｐ０）及びエンジン入口温度（Ｔ１２）、エンジン高圧コンプレッサーの下流で測定されるコンプレッサー排出口温度（Ｔ３）及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）等の部品温度、タービン排気圧、ファンの速度、及び他のエンジンパラメータを含む。
【００１８】
各ＥＣＵ１０８は、従来技術で周知のように対応のエンジンデータセンサ１１２及び航空機データセンサ１１４から信号を受信する。これらの及び他の入力に反応して、ＥＣＵ１０８はエンジン１０２、１０４それぞれの燃料流を測る流体機械力学的ユニット（図示せず）等のエンジンアクチュエータを操作するためのコマンド信号を発信する。各ＥＣＵ１０８はまた、データ信号を航空機データ保存装置１１０へ送る。フライトデータレコーダ、クイックアクセスレコーダ、又は他のすべてのタイプの飛行中データ保存装置等のいずれの従来装置であってよい航空機データ保存装置１１０は、データ信号を保存するための比較的大きいデータ保存容量を有している。航空機データ保存装置１１０は、飛行中にデータを分析する処理機能を備え、必要なメンテ情報のみを航空機中央メンテナンスコンピュータ（図示せず）に送ることもできる。航空機データ保存装置１１０はまた、航空機データセンサ１１４からの信号も受信する。
【００１９】
システム１００は、エンジン性能特性を監視するためにデータ信号を処理するアルゴリズムを含む。監視アルゴリズムは複数の方法で実行することが可能である。例えば監視アルゴリズムはＥＣＵ１０８で実行することができ、ＥＣＵ１０８がデータ信号を受信すると処理が行われる。あるいは、監視アルゴリズムは航空機データ保存装置１１０で実行することができる。この場合は、データ信号は航空機データ保存装置１１０に転送された後に処理される。別の代替形態としては、パーソナル又はワークステーションコンピュータ等の地上局コンピュータ１１６で監視アルゴリズムを実行することである。飛行中に航空機データ保存装置１１０に保存されたデータ信号は、地上局コンピュータ１１６にダウンロードされて処理される。この転送は、フロッピー（登録商標）ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ又は他の光媒体、磁気テープ等の取り外し可能な、コンピュータ可読の媒体の使用を含む通信リンク１１８、又は無線部分を含み得る多重モード通信リンクを介して飛行後に実施することができる。また、飛行操作中に遠距離から地上局コンピュータ１１６に直接データ信号を伝送してリアルタイムに処理することも可能である。この信号はまた、他の航空機１２０、船１２２、及び衛星１２４等の他の車両及び／又は設備にもリンク１１８を介して送ることができる。加えて、各航空機１２０、船１２２、及び衛星１２４は、別々の通信リンク１２６を利用して互いに通信できる。航空機１０６、地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４及び船１２２、又は他の海洋ベースの船舶及び構造体の間の大気情報の連続及び同時中継は、ある程度世界的に複数のユーザーがアクセス可能な大気データネットワークを構成している。実施の際には、監視アルゴリズムは例えばＥＣＵ１０８、航空機データ保存装置１１０、又は地上局コンピュータ１１６等の一ユニットに保存しそこからアクセスされる、あるいはユニットの適切なドライブに挿入される取り外し可能なコンピュータ可読媒体からアクセスすることができる。監視アルゴリズムはまたインターネット又は別のコンピュータネットワークを介してアクセスすることも可能である。本明細書に使用されている、「コンピュータ可読媒体」という用語は概してそこに保存されたデータがコンピュータ又は同様のユニットによって読取可能である全ての媒体を指している。これには前述したフロッピーディスク及びＣＤ−ＲＯＭ等の取り外し可能な媒体だけでなく、各ＥＣＵ１０８、航空機データ保存装置１１０、又は地上局コンピュータ１１６のハードディスク又は集積回路メモリ装置等の着脱不能の媒体も含まれる。
【００２０】
地上局コンピュータ１１６の別の実施例は、国際気象サービス、米国海洋大気庁（ＮＯＡＡ）、国家軍事気象サービス、ＮＡＴＯ及び他の連合体等の国際軍事気象サービス、国家気象サービス、及び他の気象情報の商用ユーザーを含む。
【００２１】
操作中に、センサ１１２が少なくとも１つのエンジン１０２、１０４から大気情報を収集し、例えばデータを全体的又は部分的に地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４及び船１２２に転送することによってデータの処理を開始して、航空機１０６周囲の大気の湿度状態を決定する。システム１００の一部である航空機の様々な飛行経路に沿った複数の位置における大気情報の時間及び位置を刻印することにより、大気の大部分の湿度プロファイルを決定することができる。航空機１０６は大気情報の少なくとも一部に予備処理を行うことが可能であり、機内に情報を保存する、又は地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４、及び船１２２が使用できるようにリアルタイムに情報を伝達することが可能である。
【００２２】
例示の実施形態では、アルゴリズムは一以上のエンジン１０２及び１０４をセンサとして使用して既存の航空機エンジンで収集されたデータから大気の気象パラメータ値を割り出して連続的に大気の気象パラメータを決定する機能を含む。例えば、例示の実施形態ではエンジン１０２及び／又は１０４は湿度センサとして使用され、この湿度センサによりエンジンに流入する大気の水蒸気含有量が決定され、この結果、航空機１０６周囲の大気の水蒸気含有量が決定される。例示の実施形態では、タービンエンジン入口及びコンプレッサーステージから取得した圧力（Ｐ）及び温度（Ｔ）の測定値を使用して大気の水蒸気含有量が決定される。決定した水分含有量の値と、測定を行った時間及び位置は、例えば地上局コンピュータ１１６に伝達されて、湿度の測定値が気象予報に取り入れられる。
【００２３】
図２は本発明の例示の実施形態によるガスタービンエンジン１０２の断面図である。エンジン１０２は容器２０４と複数の羽根２０６を含むファンアセンブリ２０２を備えている。出口案内翼（ＯＧＶ）２０８は後部ファンケース２１０と内部車室２１１との間に延在している。ファンフレーム２１２によって後部ファンケース２１０が半径方向に支持されている。４段階直交ブースター２１４は羽根２０６と同時に回転する。可変バイパス弁（ＶＢＶ）はファン支柱２１６の間に延在している。エンジン１０２は、エンジン入口におけるファンの上流でそれぞれのエンジン処理パラメータを測定するエンジン入口圧力センサ（Ｐ０）及びエンジン入口温度センサ（Ｔ１２）と、高圧コンプレッサー２１８の上流に位置するコンプレッサー入口温度（ＣＩＴ）プローブＴ２５及びコンプレッサー入口圧力ポートＰ２５を備えている。
【００２４】
コンプレッサー２１８の後部フレーム２３１は、コンバスター２３０及び燃料ノズル２３４を有する点火プラグ２３２と出口案内翼（ＯＧＶ）２３６を備えている。後部フレーム２３１は、通気口シール部２３８と４Ｒ／Ａ／Ｏシール２４０と４Ｒベアリング２４２と４Ｂベアリング２４４を含んでいる。後部フレーム２３１はまた、５Ｒベアリング２４６及び５Ｒ／Ａ／Ｏシール２４８、ディヒューザー２５０及び圧力バランスシール２５２も備えている。コンプレッサーの後部フレーム２３１はまた、タービンステージ１ノズル２５４も備えている。コンプレッサー排出口温度（Ｔ３）センサ及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）ポートによってコンプレッサー排出口の状態にアクセス可能になる。エンジン１０２は、高圧タービン２６０及び３６０°ケース２６４、出口ガスから渦流を除去する空気力学的支柱２６６及び一体成形されたタービン後部フレーム２６８を備える低圧タービン２６２を備えている。
【００２５】
稼働中は、空気がファンアセンブリ２０２を通って流れ、空気流の第１部分がブースター２１４を通って流れる。ブースター２１４から排出される圧縮空気はコンプレッサー２１８を通って流れ、ここで空気流はさらに圧縮されコンバスター２３０へ送られる。コンバスター２３０からの高温の燃焼生成物（図示せず）はタービン２６０及び２６２を駆動させるのに利用され、タービン２６２はシャフト２７０を介してファンアセンブリ２０２とブースター２１４を駆動させるのに利用される。
【００２６】
エンジン１０２の多数の構成要素は、最初の離陸、水平飛行及び着陸を含む様々な飛行状態において信号を発信するプロセスセンサと構造力センサによって監視される。上記信号はＥＥＣ１０８を介して地上の整備員及び／又は独自のプロセッサを有する個別のリモートエンジンデータコントロールセンターに伝達される。
【００２７】
例示の実施形態では、エンジン入口圧力（Ｐ０）及びエンジン入口温度（Ｔ１２）、コンプレッサー排出口温度（Ｔ３）センサ及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）を使用して大気の水分含有量を予測することもできる。空気がエンジンのコンプレッサーステージを横切ると、気圧及び気温が上昇する。わずかに水蒸気を含む空気の比熱値ｃは低い。より多くの水蒸気を含む空気の比熱値ｃは比較的高い。この結果、コンプレッサーを通って流れる湿った空気の温度上昇は、コンプレッサーを通って流れる乾いた空気の温度上昇よりも小さい。水滴又は氷晶を含む空気の全体的な比熱値ｃは、気温が上昇すると氷が解けて水分が蒸発するため、さらに高くなる。上記相転移により多量の熱が吸収され、コンプレッサーの温度上昇は、多量の水蒸気を有する空気の温度上昇よりもさらに小さくなる。
【００２８】
気圧及び気温の測定値を水分含有量に変換するには、本発明の方法の種々の実施形態では、例えば等エントロピー圧縮方程式を使用して、当業者に周知のｃｐ（一定圧力における比熱）のｃｖ（一定容積における比熱）に対する比を意味する比熱比を計算する。本方法は、比熱比を使用し空気の水分含有量を例えば参照テーブルを使用して決定する。
【００２９】
図３はシステム１００（図１に示す）で使用可能な絶対湿度対比熱比のグラフ３００である。グラフ３００は、絶対温度の単位の目盛りが振られたｘ軸３０２と比熱比の単位の目盛りが振られたｙ軸３０４を含む。図３００は、気温約１８０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対湿度と比熱比との間の関係を図示する第１波形３０６を含む。第２波形３０８は、気温約２００℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。第３波形３１０は、気温約２４０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。第４波形３１２は、気温約２８０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示し、第５波形３１４は、気温約３２０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。
【００３０】
例示の実施形態では、エンジン１０２は圧縮ステージが等エントロピーであるブレイトンサイクルを使用して稼働する。等エントロピー圧縮には圧力と絶対温度との間の下記の関係が適用され、ここでγは比熱比である（γ＝ｃｐ／ｃｖ）：
（１）
式（１）からγが導き出され、湿度と比熱比との間の関係を適用して圧力及び温度の測定値から湿度を決定することができる。
（２）
【００３１】
比熱比と相対湿度との間の定性的関係は、湿度が上がるとγが下がるということである。この関係は式（３）に示す比熱比の定義から導出することができる。
（３）
理想気体に対して、エンタルピーｈ及び内部エネルギーｕはそれぞれ下記のように表すことができる。
（４）
したがって、比熱比は下記のように再定義することができる。
（５）
【００３２】
気温の項は相殺され、式は空気／水蒸気の混合物における比エンタルピーと比エネルギーに対して下記の関係を使用して再定義することができ、ここでωは絶対湿度である。
（６）
γと絶対湿度との関係は下記のようになる。
（７）
上記式は絶対湿度ωを下記のように導き出すことができる。
（８）
【００３３】
空気及び水蒸気に対して、理想気体テーブルからｈａｉｒ、ｕａｉｒ、ｈｖａｐｏｒ、及びｕｖａｐｏｒの値を得ることができる。図３は、代表気圧値０．５ＭＰａに対する式７の計算結果を示す。実際には、式２を使用して気温及び気圧からγを算出する。それからγを使用して式８を介してωを計算する。
【００３４】
図４は、ガスタービンエンジンからの測定パラメータを使用して空気中の水分含有量を決定するデータフロー図４００である。処理過程では、例えばガスタービンエンジン周囲の外気の気温と静圧の測定パラメータが入力４０２される。外気の温度及び圧力の入力は、例示の実施形態では、既存のＴ１２温度センサ及びＰ０圧力センサから測定パラメータから得られる。これら特定のパラメータが直接測定されない場合には、他の測定パラメータからこのパラメータを計算することによって導出することができる。処理過程ではまた、既存の圧縮空気、例えば高圧コンプレッサー２１８の気温及び静圧の測定パラメータも入力４０２される。上記パラメータはまた、既存のエンジン性能センサＴ３及びＰ３をそれぞれ使用して測定される。既存のエンジン性能センサを使用することにより、航空機に新たな追加のセンサを加える必要がなくなり、航空機周囲の気流上に取り付けられ航空機の抵抗をさらに増やすことがなくなる。
【００３５】
例示の実施形態では、上述した等エントロピー圧縮４０４の方程式にＴ１２、Ｐ０、Ｔ３、及びＰ３を使用して、代表的な圧力及び温度における比熱比４０６及び絶対湿度を決定する。ＥＥＣのプロセッサによって上記の計算を行うことができる、あるいは、Ｔ１２、Ｐ０、Ｔ３、及びＰ３を第２プロセッサに伝達して比熱比及び／又は絶対湿度を決定することができる。機内のプロセッサ又は機外のプロセッサを使用して比熱比及び絶対湿度が決定され、航空機１００周囲の空気の水分含有量がリアルタイムで決定４０８されて気象設備に伝達され、ここで決定した水分含有量が気象予測アルゴリズムに入力４１０されて、未来の気象パターンの予報モデル４１２が作成される。
【００３６】
上述の計算は幾つかの場所のいずれかにおいて行うことが可能である。これらの場所は、電子エンジン制御装置内、機内の別の計算装置内、または航空機１００に伝達されるセンサデータを受信する機外の計算装置である。センサデータは、航空機のナビゲーションシステムから送られる時間及び位置データと共に機内に保存することができ、航空機が着陸した後に検索して水分含有量を計算するのに使用できる。
【００３７】
上の説明は等エントロピー方程式を参照したが、当然ながら本発明の様々な実施形態の範囲は、気体の非理想的挙動、又はエンジンコンプレッサ内の熱伝導を説明するために実験的補正を計算値に適用することを含むため、この処理過程はあまり等エントロピー的ではない。本発明の他の実施形態では、検知された水分含有量が環境条件において１００％の相対湿度を超えるときに、固体から液体及び液体から気体への相転移に対する補正も含んでいる。
【００３８】
図５はシステム１００（図１に示す）による気象データの収集箇所として使用できる様々な空港５０６間の例示の航空経路５０４を示す米国５０２の地図５００である。上記経路５０４は、空気の水分含有量を決定するのに可能なデータ収集範囲を示している。例示の実施形態では、民間の航空機によって上昇、下降、及び米国５０２の飛行経路５０４に沿った低費用での水分含有量の連続測定が可能になり、これは世界的に見ても同様である。航空機は所定の時間、上記経路を複数回行き来するため、現在の気球観測に比べて水分含有量の収集が数桁増加する。水分含有量の測定を向上させることによって、特に、例えば湿った空気における気体−液体間の相転移によって放出された熱から起きる対流的な天気によって発生した暴風雨の予測を向上させることにより、天気予報を実質的に向上させることができる。
【００３９】
本発明の様々な実施形態により、天気予報モデルに役立つ、特に現在少数のセンサしか利用できない海及び陸上における空気の水分含有量のリアルタイム及びほぼリアルタイムの測定が容易になる。航空会社、連邦政府又は他の官公庁、研究機関、外国軍事同盟、及び国家軍事空軍等の様々な航空機オペレータは、航空機の稼動において正確な天気予報の利点を受けることができる。海軍又は民間の船舶業経営者等の海洋オペレータにとって、不正確な天気予報は船舶を危険な状態に陥れる、又は船舶が非能率的な経路を取る原因となり得る。
【００４０】
航空機のタービンエンジンを湿度センサとして利用して大気の水蒸気を連続的に測定する上述した方法及びシステムは費用効果があり信頼性が高い。エンジンのコンプレッサーの圧力及び温度センサにより流入空気がより高圧に圧迫されるとどのくらい温度が上昇するかが明らかになる。より多くの水蒸気を含む空気の場合、温度の上昇は少ない。エンジンコンプレッサの２つの箇所において温度及び圧力を測定することによって、空気の湿気含有量を計算することが可能になる。現在のタービンエンジンにはすでに適切なセンサが備わっているため、既存の航空機エンジンの機械システムを変更する必要はなく、必要なのはソフトの変更のみであり、重量又は抵抗における不利点が実質的に取り除かれる。したがって、本方法及びシステムにより、気象に関するデータの取得が費用効果のある信頼性の高い方法で容易に実行できる。
【００４１】
本発明を様々な特定の実施形態の観点から説明してきたが、当業者には請求項の範囲内で本発明に変更を加えて実行することが可能であることが分かるであろう。
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、大気の状態を測定する方法及びシステムに関し、より具体的には、航空機を利用して大気中の気象データを収集する方法及びシステムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
予報を改善するのに大きな障害物となるのは、対流圏における水分含有量についてのデータ不足である。気団の水分含有量は、嵐の間、湿潤土上、あるいは海等の水塊上において急激に変化する可能性がある。これら及び他の地域における水分含有量の変化を追跡することができないと、天気予報が不正確になる。
【０００３】
水蒸気を検知し数値化する既存の方法は、陸上の局所的規模においてのみ実行可能であり地球規模の気象連続性との間に大きなギャップができるため、不十分である。このギャップが一番大きいのは、ほとんどの大気状態の源となる海上である。下に挙げる既存の大気検知システムは、局所的規模で高い分解能を発揮するが、このようなシステムを地球規模で展開するのは、地球規模における実行又は維持に高い費用がかかることと、これらのシステムは地球規模における実際的な使用に十分な時間的及び／又は空間的分解能がないために、現実的ではない。
【０００４】
現在、水蒸気測定の主要源は地上の湿度センサ及び「ラジオゾンデ」と呼ばれる気球搭載センサである。ラジオゾンデデータは高品質であるが、比較的低い空間的及び時間的分解能を有する。気温、湿度及び気圧のデータを無線信号による地上受信に依存する、使い捨ての気球搭載装置一式であるラジオゾンデは、世界中の何百もの場所における１日２回の観測を通じて世界的規模で使用できる気象分析及び予測システムの従来の基盤となっている。しかしながら、ラジオゾンデの１日２回の観測は主に陸上においてであり、コスト上の配慮からまばらに分布している。ラヂオゾンデの飛揚と飛揚の合間又はラジオゾンデの飛揚ポイントから遠く離れた場所における地上測定値は入手できない。これらの理由から、ラジオゾンデデータは高分解能の世界的規模の気象学の支柱となるには費用が高く、局所的すぎるといえる。
【０００５】
現在少数の民間航空会社によって航空通信情報交換システム（ＡＣＡＲＳ）と呼ばれるシステムの一部として世界中のリアルタイムの風、気圧、温度、及び湿度測定値を得ている。ＡＣＡＲＳシステムによりラジオゾンデにかかる費用の約百倍未満の費用で世界中で１日に約１００００もの測定値を得ることができるが、ＡＣＡＲＳによる測定値の大部分は空港周辺と共通の飛行経路に沿って決まった巡航飛行高度において取得したものであり、貴重であるはずのデータの空間的範囲を限定してしまう。
【０００６】
地球ベースの差分吸収ライダー（ＤＩＡＬ）及びラマンライダーシステムは、辺鄙な地域における風及び水蒸気のプロファイルを得るために使用される。しかしながら、上記システムは取り付け及び維持するのに実用的でなく、雲の層を突き抜けず、使用されるレーザーは高電圧を使用しているため目に安全ではない。
【０００７】
水蒸気のラジオメーターは、大気によって発生した電磁エネルギーを測定し、天頂積分水蒸気量を推定する機器である。積分水蒸気量とは、一カラム量の水蒸気が液体水に凝縮されたときの液体水の深さの測定値である。降水可能水蒸気量（ＰＷＶ）とも呼ばれる天頂積分水蒸気量（ＩＷＶ）は、地球ベースの測定装置の真上の垂直方向の一カラム量の積分水蒸気量である。地球ベースの上向きの水蒸気ラジオメーターにより、低温の背景空間に対する放射輝度温度を測定することによってＰＷＶを推定する。しかしながら、上向きの水蒸気ラジオメーターは個別に得たＰＷＶデータを使用して局地的条件に「同調」させなければならず、ラジオメーターは概して比較的澄んだ大気状態においては良好な時間的分解能を呈示するが、陸上の局所的なＰＷＶしか得ることができない。さらに、適切に装備されていない限り、上向きのラジオメーターは雨が降ると事実上役に立たない。代替として、衛星ベースの下向きのラジオメーターは水上及び気温が一定の陸塊では、大気及び下部の地表から放射される電磁波を観測することにより良好に機能する。下向きのラジオメーターは概して優れた空間的分解能を呈するが、時間的分解能が劣り、ほとんどの陸塊上では機能が不十分である。いずれの場合においても、水蒸気ラジオメーターは全体として、これにかかる費用、観測限界、及び性能特性のために、世界的規模の気象学には実用的ではない。
【０００８】
フーリエ変換赤外線ラジオメーター（ＦＴＩＲ）システムにより、高分解能の、衛星ベース及び地球ベースの温度及び水蒸気量のプロファイルを放射伝達方程式の再帰的解法を利用して取得し、地上から上方向の垂直プロファイルを得ることが可能である。この方法により低い対流圏において数百メートルから１キロまでの垂直方向の分解能を得ることができるが、このシステムは雲の層及び対流圏オゾン等の赤外活性ガスがある場合に能力不足となる。
【０００９】
無人飛行体（ＵＡＶ）により、上述した他のシステムがアクセスできない領域の高分解能データを得ることができる。ただし無人航空機は連続的な地球規模の検出には費用がかかりすぎ、十分な空間的及び時間的分解能がないため、通常、特定の研究用途においてのみ実施可能である。
【００１０】
更なる水分含有量の測定値が、対流圏機上気象データ情報（ＴＡＭＤＡＲ）と呼ばれるＮＡＳＡプログラムにおいて運用されている、衛星から及び少数の専門設備を備えた旅客機から入手可能である。衛星データは、特に雲が出ているときに水蒸気プロファイルの正確な高度を衛星が判定するのが難しいため信頼性が低い。ＴＡＭＤＡＲは、規模の小さい地域的な旅客機の外側に取り付けた湿度センサを使用する。これらのセンサは航空機が対流圏内を上昇及び下降する際に湿度及び温度を連続的に測定する。これによりラジオゾンデよりも優れた空間的及び時間的分解能が得られる。この方法は、米国北東部における天気予報を向上させるのに技術的に効果があることが分かっているが、更なる重量及び抵抗、そして各種の航空機上の各種類のセンサ一式に対してＦＡＡ許可証を得る必要があるため、この解決法は費用がかかり、既存のシステムの他の領域への拡大が限定される。
【発明の概要】
【００１１】
一実施形態においては、大気の水分含有量の測定方法は、コンプレッサーの第１位置において第１気温及び第１気圧を測定し、コンプレッサーの第２位置において第２気温及び第２気圧を測定し、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算し、そして比熱比から大気の水分含有量を決定するステップを含む。
【００１２】
別の実施形態においては、大気監視システムはコンプレッサーと、コンプレッサーに接続された少なくとも１つのコンプレッサーセンサを含み、このセンサはコンプレッサーを通って流れる空気から大気データを取得するように構成されている。
【００１３】
さらに別の実施形態においては、天気を予報する方法は、飛行中に機内のガスタービンエンジンから大気データを取得し、大気データを処理して大気中の水分含有量を決定し、少なくとも１つの大気データ及び水分含有量を天気予報モデルに伝達していずれか１つあるいは両方のデータセットに基づいて天気を予測するステップを含む。
【００１４】
さらに別の実施形態においては、天気を予報する方法は、ガスタービンエンジンの第１位置における一容量の空気の比熱を決定し、ガスタービンエンジンの第２位置における一容量の空気の比熱を決定し、第１位置及び第２位置における一容量の空気の比熱を使用して、その一容量の空気の水分含有量を決定するステップを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は気象に関するデータを収集し航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの性能を監視するシステムの例示の実施形態のブロック図である。
【図２】図２は本発明の例示の実施形態によるガスタービンエンジンの断面図である。
【図３】図３は図１に示すシステムで使用可能な、絶対湿度対比熱比のグラフである。
【図４】図４はガスタービンエンジンからの測定パラメータを使用して空気中の水分含有量を決定するためのデータフロー図である。
【図５】図５は図１に示すシステムによる気象データ用収集ポイントとして使用可能な、様々な空港との間の例示の飛行経路を図示した米国地図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１は気象に関するデータを収集し航空機１０６上に取り付けられたガスタービンエンジン１０２、１０４の性能を監視するためのシステム１００の例示の実施形態のブロック図である。図１に２つのエンジン１０２及び１０４を示したが、航空機１０６は追加のエンジンを取り付けることができる。したがって、上記追加のエンジン用のデータ収集はエンジン１０２及び１０４用のデータ収集とほぼ同様の方法で実施される。このため、エンジン１０２及び１０４とこれに接続する機器のみを本明細書において説明する。さらに、システム１００は例示目的のためだけに航空機と関連させて説明する。航空用途のほかに、本発明は海洋及び工業用を含むガスタービンエンジンの他の用途に適用することができる。
【００１７】
システム１００は、全自動デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）等の電子エンジンコントローラ（ＥＥＣ）１０８を含むが、各エンジン１０２、１０４及び機内搭載のデータ保存装置１１０に接続された他のコントローラも使用可能である。従来のエンジンデータセンサ１１２及び航空機データセンサ１１４は、エンジン１０２、１０４及び／又は航空機１０６の操作及び性能に関する選択されたデータパラメータを検知するために配設されている。エンジンデータセンサ１１２と航空機データセンサ１１４は、対象のデータパラメータを監視するすべてのグループのセンサを含むことができる。大気温度、気流速度及び高度等の航空機のパラメータに加えて、エンジンパラメータは通常排気ガス温度、オイル温度、高圧タービンシュラウド温度、エンジン燃料流、コア速度、エンジン入口においてファンの上流で測定されるエンジン入口圧力（Ｐ０）及びエンジン入口温度（Ｔ１２）、エンジン高圧コンプレッサーの下流で測定されるコンプレッサー排出口温度（Ｔ３）及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）等の部品温度、タービン排気圧、ファンの速度、及び他のエンジンパラメータを含む。
【００１８】
各ＥＣＵ１０８は、従来技術で周知のように対応のエンジンデータセンサ１１２及び航空機データセンサ１１４から信号を受信する。これらの及び他の入力に反応して、ＥＣＵ１０８はエンジン１０２、１０４それぞれの燃料流を測る流体機械力学的ユニット（図示せず）等のエンジンアクチュエータを操作するためのコマンド信号を発信する。各ＥＣＵ１０８はまた、データ信号を航空機データ保存装置１１０へ送る。フライトデータレコーダ、クイックアクセスレコーダ、又は他のすべてのタイプの飛行中データ保存装置等のいずれの従来装置であってよい航空機データ保存装置１１０は、データ信号を保存するための比較的大きいデータ保存容量を有している。航空機データ保存装置１１０は、飛行中にデータを分析する処理機能を備え、必要なメンテ情報のみを航空機中央メンテナンスコンピュータ（図示せず）に送ることもできる。航空機データ保存装置１１０はまた、航空機データセンサ１１４からの信号も受信する。
【００１９】
システム１００は、エンジン性能特性を監視するためにデータ信号を処理するアルゴリズムを含む。監視アルゴリズムは複数の方法で実行することが可能である。例えば監視アルゴリズムはＥＣＵ１０８で実行することができ、ＥＣＵ１０８がデータ信号を受信すると処理が行われる。あるいは、監視アルゴリズムは航空機データ保存装置１１０で実行することができる。この場合は、データ信号は航空機データ保存装置１１０に転送された後に処理される。別の代替形態としては、パーソナル又はワークステーションコンピュータ等の地上局コンピュータ１１６で監視アルゴリズムを実行することである。飛行中に航空機データ保存装置１１０に保存されたデータ信号は、地上局コンピュータ１１６にダウンロードされて処理される。この転送は、フロッピー（登録商標）ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ又は他の光媒体、磁気テープ等の取り外し可能な、コンピュータ可読の媒体の使用を含む通信リンク１１８、又は無線部分を含み得る多重モード通信リンクを介して飛行後に実施することができる。また、飛行操作中に遠距離から地上局コンピュータ１１６に直接データ信号を伝送してリアルタイムに処理することも可能である。この信号はまた、他の航空機１２０、船１２２、及び衛星１２４等の他の車両及び／又は設備にもリンク１１８を介して送ることができる。加えて、各航空機１２０、船１２２、及び衛星１２４は、別々の通信リンク１２６を利用して互いに通信できる。航空機１０６、地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４及び船１２２、又は他の海洋ベースの船舶及び構造体の間の大気情報の連続及び同時中継は、ある程度世界的に複数のユーザーがアクセス可能な大気データネットワークを構成している。実施の際には、監視アルゴリズムは例えばＥＣＵ１０８、航空機データ保存装置１１０、又は地上局コンピュータ１１６等の一ユニットに保存しそこからアクセスされる、あるいはユニットの適切なドライブに挿入される取り外し可能なコンピュータ可読媒体からアクセスすることができる。監視アルゴリズムはまたインターネット又は別のコンピュータネットワークを介してアクセスすることも可能である。本明細書に使用されている、「コンピュータ可読媒体」という用語は概してそこに保存されたデータがコンピュータ又は同様のユニットによって読取可能である全ての媒体を指している。これには前述したフロッピーディスク及びＣＤ−ＲＯＭ等の取り外し可能な媒体だけでなく、各ＥＣＵ１０８、航空機データ保存装置１１０、又は地上局コンピュータ１１６のハードディスク又は集積回路メモリ装置等の着脱不能の媒体も含まれる。
【００２０】
地上局コンピュータ１１６の別の実施例は、国際気象サービス、米国海洋大気庁（ＮＯＡＡ）、国家軍事気象サービス、ＮＡＴＯ及び他の連合体等の国際軍事気象サービス、国家気象サービス、及び他の気象情報の商用ユーザーを含む。
【００２１】
操作中に、センサ１１２が少なくとも１つのエンジン１０２、１０４から大気情報を収集し、例えばデータを全体的又は部分的に地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４及び船１２２に転送することによってデータの処理を開始して、航空機１０６周囲の大気の湿度状態を決定する。システム１００の一部である航空機の様々な飛行経路に沿った複数の位置における大気情報の時間及び位置を刻印することにより、大気の大部分の湿度プロファイルを決定することができる。航空機１０６は大気情報の少なくとも一部に予備処理を行うことが可能であり、機内に情報を保存する、又は地上局コンピュータ１１６、他の航空機１２０、衛星１２４、及び船１２２が使用できるようにリアルタイムに情報を伝達することが可能である。
【００２２】
例示の実施形態では、アルゴリズムは一以上のエンジン１０２及び１０４をセンサとして使用して既存の航空機エンジンで収集されたデータから大気の気象パラメータ値を割り出して連続的に大気の気象パラメータを決定する機能を含む。例えば、例示の実施形態ではエンジン１０２及び／又は１０４は湿度センサとして使用され、この湿度センサによりエンジンに流入する大気の水蒸気含有量が決定され、この結果、航空機１０６周囲の大気の水蒸気含有量が決定される。例示の実施形態では、タービンエンジン入口及びコンプレッサーステージから取得した圧力（Ｐ）及び温度（Ｔ）の測定値を使用して大気の水蒸気含有量が決定される。決定した水分含有量の値と、測定を行った時間及び位置は、例えば地上局コンピュータ１１６に伝達されて、湿度の測定値が気象予報に取り入れられる。
【００２３】
図２は本発明の例示の実施形態によるガスタービンエンジン１０２の断面図である。エンジン１０２は容器２０４と複数の羽根２０６を含むファンアセンブリ２０２を備えている。出口案内翼（ＯＧＶ）２０８は後部ファンケース２１０と内部車室２１１との間に延在している。ファンフレーム２１２によって後部ファンケース２１０が半径方向に支持されている。４段階直交ブースター２１４は羽根２０６と同時に回転する。可変バイパス弁（ＶＢＶ）はファン支柱２１６の間に延在している。エンジン１０２は、エンジン入口におけるファンの上流でそれぞれのエンジン処理パラメータを測定するエンジン入口圧力センサ（Ｐ０）及びエンジン入口温度センサ（Ｔ１２）と、高圧コンプレッサー２１８の上流に位置するコンプレッサー入口温度（ＣＩＴ）プローブＴ２５及びコンプレッサー入口圧力ポートＰ２５を備えている。
【００２４】
コンプレッサー２１８の後部フレーム２３１は、コンバスター２３０及び燃料ノズル２３４を有する点火プラグ２３２と出口案内翼（ＯＧＶ）２３６を備えている。後部フレーム２３１は、通気口シール部２３８と４Ｒ／Ａ／Ｏシール２４０と４Ｒベアリング２４２と４Ｂベアリング２４４を含んでいる。後部フレーム２３１はまた、５Ｒベアリング２４６及び５Ｒ／Ａ／Ｏシール２４８、ディヒューザー２５０及び圧力バランスシール２５２も備えている。コンプレッサーの後部フレーム２３１はまた、タービンステージ１ノズル２５４も備えている。コンプレッサー排出口温度（Ｔ３）センサ及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）ポートによってコンプレッサー排出口の状態にアクセス可能になる。エンジン１０２は、高圧タービン２６０及び３６０°ケース２６４、出口ガスから渦流を除去する空気力学的支柱２６６及び一体成形されたタービン後部フレーム２６８を備える低圧タービン２６２を備えている。
【００２５】
稼働中は、空気がファンアセンブリ２０２を通って流れ、空気流の第１部分がブースター２１４を通って流れる。ブースター２１４から排出される圧縮空気はコンプレッサー２１８を通って流れ、ここで空気流はさらに圧縮されコンバスター２３０へ送られる。コンバスター２３０からの高温の燃焼生成物（図示せず）はタービン２６０及び２６２を駆動させるのに利用され、タービン２６２はシャフト２７０を介してファンアセンブリ２０２とブースター２１４を駆動させるのに利用される。
【００２６】
エンジン１０２の多数の構成要素は、最初の離陸、水平飛行及び着陸を含む様々な飛行状態において信号を発信するプロセスセンサと構造力センサによって監視される。上記信号はＥＥＣ１０８を介して地上の整備員及び／又は独自のプロセッサを有する個別のリモートエンジンデータコントロールセンターに伝達される。
【００２７】
例示の実施形態では、エンジン入口圧力（Ｐ０）及びエンジン入口温度（Ｔ１２）、コンプレッサー排出口温度（Ｔ３）センサ及びコンプレッサー排出口圧力（Ｐ３）を使用して大気の水分含有量を予測することもできる。空気がエンジンのコンプレッサーステージを横切ると、気圧及び気温が上昇する。わずかに水蒸気を含む空気の比熱値ｃは低い。より多くの水蒸気を含む空気の比熱値ｃは比較的高い。この結果、コンプレッサーを通って流れる湿った空気の温度上昇は、コンプレッサーを通って流れる乾いた空気の温度上昇よりも小さい。水滴又は氷晶を含む空気の全体的な比熱値ｃは、気温が上昇すると氷が解けて水分が蒸発するため、さらに高くなる。上記相転移により多量の熱が吸収され、コンプレッサーの温度上昇は、多量の水蒸気を有する空気の温度上昇よりもさらに小さくなる。
【００２８】
気圧及び気温の測定値を水分含有量に変換するには、本発明の方法の種々の実施形態では、例えば等エントロピー圧縮方程式を使用して、当業者に周知のｃｐ（一定圧力における比熱）のｃｖ（一定容積における比熱）に対する比を意味する比熱比を計算する。本方法は、比熱比を使用し空気の水分含有量を例えば参照テーブルを使用して決定する。
【００２９】
図３はシステム１００（図１に示す）で使用可能な絶対湿度対比熱比のグラフ３００である。グラフ３００は、絶対温度の単位の目盛りが振られたｘ軸３０２と比熱比の単位の目盛りが振られたｙ軸３０４を含む。図３００は、気温約１８０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対湿度と比熱比との間の関係を図示する第１波形３０６を含む。第２波形３０８は、気温約２００℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。第３波形３１０は、気温約２４０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。第４波形３１２は、気温約２８０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示し、第５波形３１４は、気温約３２０℃及び気圧０．５ＭＰａにおける絶対温度と比熱比との間の関係を示す。
【００３０】
例示の実施形態では、エンジン１０２は圧縮ステージが等エントロピーであるブレイトンサイクルを使用して稼働する。等エントロピー圧縮には圧力と絶対温度との間の下記の関係が適用され、ここでγは比熱比である（γ＝ｃｐ／ｃｖ）：
（１）
式（１）からγが導き出され、湿度と比熱比との間の関係を適用して圧力及び温度の測定値から湿度を決定することができる。
（２）
【００３１】
比熱比と相対湿度との間の定性的関係は、湿度が上がるとγが下がるということである。この関係は式（３）に示す比熱比の定義から導出することができる。
（３）
理想気体に対して、エンタルピーｈ及び内部エネルギーｕはそれぞれ下記のように表すことができる。
（４）
したがって、比熱比は下記のように再定義することができる。
（５）
【００３２】
気温の項は相殺され、式は空気／水蒸気の混合物における比エンタルピーと比エネルギーに対して下記の関係を使用して再定義することができ、ここでωは絶対湿度である。
（６）
γと絶対湿度との関係は下記のようになる。
（７）
上記式は絶対湿度ωを下記のように導き出すことができる。
（８）
【００３３】
空気及び水蒸気に対して、理想気体テーブルからｈａｉｒ、ｕａｉｒ、ｈｖａｐｏｒ、及びｕｖａｐｏｒの値を得ることができる。図３は、代表気圧値０．５ＭＰａに対する式７の計算結果を示す。実際には、式２を使用して気温及び気圧からγを算出する。それからγを使用して式８を介してωを計算する。
【００３４】
図４は、ガスタービンエンジンからの測定パラメータを使用して空気中の水分含有量を決定するデータフロー図４００である。処理過程では、例えばガスタービンエンジン周囲の外気の気温と静圧の測定パラメータが入力４０２される。外気の温度及び圧力の入力は、例示の実施形態では、既存のＴ１２温度センサ及びＰ０圧力センサから測定パラメータから得られる。これら特定のパラメータが直接測定されない場合には、他の測定パラメータからこのパラメータを計算することによって導出することができる。処理過程ではまた、既存の圧縮空気、例えば高圧コンプレッサー２１８の気温及び静圧の測定パラメータも入力４０２される。上記パラメータはまた、既存のエンジン性能センサＴ３及びＰ３をそれぞれ使用して測定される。既存のエンジン性能センサを使用することにより、航空機に新たな追加のセンサを加える必要がなくなり、航空機周囲の気流上に取り付けられ航空機の抵抗をさらに増やすことがなくなる。
【００３５】
例示の実施形態では、上述した等エントロピー圧縮４０４の方程式にＴ１２、Ｐ０、Ｔ３、及びＰ３を使用して、代表的な圧力及び温度における比熱比４０６及び絶対湿度を決定する。ＥＥＣのプロセッサによって上記の計算を行うことができる、あるいは、Ｔ１２、Ｐ０、Ｔ３、及びＰ３を第２プロセッサに伝達して比熱比及び／又は絶対湿度を決定することができる。機内のプロセッサ又は機外のプロセッサを使用して比熱比及び絶対湿度が決定され、航空機１００周囲の空気の水分含有量がリアルタイムで決定４０８されて気象設備に伝達され、ここで決定した水分含有量が気象予測アルゴリズムに入力４１０されて、未来の気象パターンの予報モデル４１２が作成される。
【００３６】
上述の計算は幾つかの場所のいずれかにおいて行うことが可能である。これらの場所は、電子エンジン制御装置内、機内の別の計算装置内、または航空機１００に伝達されるセンサデータを受信する機外の計算装置である。センサデータは、航空機のナビゲーションシステムから送られる時間及び位置データと共に機内に保存することができ、航空機が着陸した後に検索して水分含有量を計算するのに使用できる。
【００３７】
上の説明は等エントロピー方程式を参照したが、当然ながら本発明の様々な実施形態の範囲は、気体の非理想的挙動、又はエンジンコンプレッサ内の熱伝導を説明するために実験的補正を計算値に適用することを含むため、この処理過程はあまり等エントロピー的ではない。本発明の他の実施形態では、検知された水分含有量が環境条件において１００％の相対湿度を超えるときに、固体から液体及び液体から気体への相転移に対する補正も含んでいる。
【００３８】
図５はシステム１００（図１に示す）による気象データの収集箇所として使用できる様々な空港５０６間の例示の航空経路５０４を示す米国５０２の地図５００である。上記経路５０４は、空気の水分含有量を決定するのに可能なデータ収集範囲を示している。例示の実施形態では、民間の航空機によって上昇、下降、及び米国５０２の飛行経路５０４に沿った低費用での水分含有量の連続測定が可能になり、これは世界的に見ても同様である。航空機は所定の時間、上記経路を複数回行き来するため、現在の気球観測に比べて水分含有量の収集が数桁増加する。水分含有量の測定を向上させることによって、特に、例えば湿った空気における気体−液体間の相転移によって放出された熱から起きる対流的な天気によって発生した暴風雨の予測を向上させることにより、天気予報を実質的に向上させることができる。
【００３９】
本発明の様々な実施形態により、天気予報モデルに役立つ、特に現在少数のセンサしか利用できない海及び陸上における空気の水分含有量のリアルタイム及びほぼリアルタイムの測定が容易になる。航空会社、連邦政府又は他の官公庁、研究機関、外国軍事同盟、及び国家軍事空軍等の様々な航空機オペレータは、航空機の稼動において正確な天気予報の利点を受けることができる。海軍又は民間の船舶業経営者等の海洋オペレータにとって、不正確な天気予報は船舶を危険な状態に陥れる、又は船舶が非能率的な経路を取る原因となり得る。
【００４０】
航空機のタービンエンジンを湿度センサとして利用して大気の水蒸気を連続的に測定する上述した方法及びシステムは費用効果があり信頼性が高い。エンジンのコンプレッサーの圧力及び温度センサにより流入空気がより高圧に圧迫されるとどのくらい温度が上昇するかが明らかになる。より多くの水蒸気を含む空気の場合、温度の上昇は少ない。エンジンコンプレッサの２つの箇所において温度及び圧力を測定することによって、空気の湿気含有量を計算することが可能になる。現在のタービンエンジンにはすでに適切なセンサが備わっているため、既存の航空機エンジンの機械システムを変更する必要はなく、必要なのはソフトの変更のみであり、重量又は抵抗における不利点が実質的に取り除かれる。したがって、本方法及びシステムにより、気象に関するデータの取得が費用効果のある信頼性の高い方法で容易に実行できる。
【００４１】
本発明を様々な特定の実施形態の観点から説明してきたが、当業者には請求項の範囲内で本発明に変更を加えて実行することが可能であることが分かるであろう。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行中に航空機内のガスタービンエンジン（１０２、１０４）から大気データを取得するステップと（４０２）、
大気データを処理（４０４、４０８）して大気中の水分含有量を決定するステップと、
少なくとも１つの大気データと水分含有量を天気予報モデル（４１２）へ伝達（４１０）するステップと、
少なくとも１つの大気データと水分含有量に基づいて天気を予測するステップ
を含む、天気を予報する方法（４００）。
【請求項２】
大気データを取得するステップが、ガスタービンエンジンの処理パラメータを監視するセンサ（１１２）を使用して大気データを取得するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
大気データを取得するステップが、ガスタービンエンジンに流入する周囲空気の少なくとも一部から大気データを取得するステップを含む、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
大気データを取得するステップが、コンプレッサー入口温度、コンプレッサー入口圧力、コンプレッサー排出口温度、及びコンプレッサー排出口圧力の少なくとも１つを取得するステップを含む、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
大気データを処理するステップが、ガスタービンエンジンを通って流れる空気の比熱比（４０６）を決定するステップを含む、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
大気データを処理するステップが、比熱比から絶対湿度を決定するステップを含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
絶対湿度を決定するステップが、空気の水分含有量を決定するステップを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
空気の水分含有量を決定するステップが、参照テーブルを使用して空気の水分含有量を決定するステップを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
データが取得されたときに時間と航空機の位置を大気データに刻印するステップをさらに含む、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
今後のダウンロード用に機内においてデータが取得されたときに時間と航空機の位置とともに大気データを保存するステップをさらに含む、請求項１乃至９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン以外の発信源から天気予報モデルにおいて大気データを受信するステップをさらに含む、請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１２】
天気予報モデルに少なくとも１つの大気データと水分含有量を伝達するステップが、マルチモードネットワーク（１１６、１２０、１２２、１２４）を通して航空機から天気予報モデルに少なくとも１つの大気データと水分含有量を伝達するステップを含む、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン（１０２、１０４）において一容量の空気の比熱（４０６）を決定するステップと、
一容量の空気の比熱を使用して一容量の空気の水分含有量（４０８）を決定するステップ
を含む、天気を予報する方法（４００）。
【請求項１４】
一容量の空気の比熱を決定するステップが、第１位置で第１気温及び第１気圧を測定するステップを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
一容量の空気の比熱を決定するステップが、第２位置で第２気温及び第２気圧を測定するステップを含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
一容量の空気の水分含有量を決定するステップが、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算するステップを含む、請求項１３乃至１５に記載の方法。
【請求項１７】
比熱比から大気の水分含有量を決定するステップが、参照テーブルを使用するステップを含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
コンプレッサー（２１８）、及び
前記コンプレッサーに接続され、前記コンプレッサーを通って流れる空気から大気データを取得する少なくとも１つのパフォーマンスセンサ
を備える、大気監視システム。
【請求項１９】
前記コンプレッサーが、タービンエンジン及びスーパーチャージャーの一部のうちの少なくとも１つである、請求項１８に記載のシステム。
【請求項２０】
前記少なくとも１つのセンサが、温度センサ及び圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項１８又は１９に記載のシステム。
【請求項２１】
前記少なくとも１つのセンサが、コンプレッサー入口温度センサ及びコンプレッサー入口圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２２】
前記少なくとも１つのセンサが、コンプレッサー排出口温度センサ及びコンプレッサー排出口圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２３】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されたプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２２のいずれか１項に記載のシステムであって、前記プロセッサが、
取得した大気データから比熱比を計算し、
比熱比から大気の水分含有量を決定する
ように構成されている、システム。
【請求項２４】
前記プロセッサが、理想の気体挙動と、エンジンを通って流れる空気の等エントロピー圧縮を推測するように構成されている、請求項２３に記載のシステム。
【請求項２５】
前記プロセッサが、エンジンを通って流れる空気の非理想的な気体挙動を補正するように構成されている、請求項２３又は２４に記載のシステム。
【請求項２６】
前記プロセッサが、参照テーブルを使用して比熱比から大気の水分含有量を決定するように構成されている、請求項２３乃至２５のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項２７】
前記プロセッサが、比熱比と絶対湿度の関係を示す参照テーブルを使用して比熱比から大気の水分含有量を決定するように構成されている、請求項２６に記載のシステム。
【請求項２８】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されており、非等エントロピー圧縮を補正するように構成されているプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２７のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項２９】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されており、コンプレッサーの上流である第１位置で測定された第１気温及び第１気圧を受信するように構成されているプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２８のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項３０】
前記プロセッサが、コンプレッサー及びコンプレッサーステージの少なくとも１つの下流である第２位置において測定された第２気温及び第２気圧を受信するように構成されている、請求項２９に記載のシステム。
【請求項３１】
前記プロセッサが、
ほぼ同時に測定される第１気温、第２気温、第１気圧、及び第２気圧のうちの少なくとも１つを測定した時間及び位置を記録し、
各測定値、それぞれの時間、及びそれぞれの位置を天気予報モデルに伝達する、請求項３０に記載のシステム。
【請求項３２】
第１気温、第２気温、第１気圧、及び第２気圧、そしてこれらから算出される比熱比及びこれらから算出される絶対湿度のうちの少なくとも１つの測定値を使用して天気予報を作成する天気予報モデルをさらに備える、請求項３１に記載のシステム。
【請求項３３】
前記天気予報モデルが、複数の時間及び位置から大気測定値を受信するように構成されており、追加の大気測定値はコンプレッサー以外から取得される、請求項３２に記載のシステム。
【請求項１】
飛行中に航空機内のガスタービンエンジン（１０２、１０４）から大気データを取得するステップと（４０２）、
大気データを処理（４０４、４０８）して大気中の水分含有量を決定するステップと、
少なくとも１つの大気データと水分含有量を天気予報モデル（４１２）へ伝達（４１０）するステップと、
少なくとも１つの大気データと水分含有量に基づいて天気を予測するステップ
を含む、天気を予報する方法（４００）。
【請求項２】
大気データを取得するステップが、ガスタービンエンジンの処理パラメータを監視するセンサ（１１２）を使用して大気データを取得するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
大気データを取得するステップが、ガスタービンエンジンに流入する周囲空気の少なくとも一部から大気データを取得するステップを含む、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
大気データを取得するステップが、コンプレッサー入口温度、コンプレッサー入口圧力、コンプレッサー排出口温度、及びコンプレッサー排出口圧力の少なくとも１つを取得するステップを含む、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
大気データを処理するステップが、ガスタービンエンジンを通って流れる空気の比熱比（４０６）を決定するステップを含む、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
大気データを処理するステップが、比熱比から絶対湿度を決定するステップを含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
絶対湿度を決定するステップが、空気の水分含有量を決定するステップを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
空気の水分含有量を決定するステップが、参照テーブルを使用して空気の水分含有量を決定するステップを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
データが取得されたときに時間と航空機の位置を大気データに刻印するステップをさらに含む、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
今後のダウンロード用に機内においてデータが取得されたときに時間と航空機の位置とともに大気データを保存するステップをさらに含む、請求項１乃至９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン以外の発信源から天気予報モデルにおいて大気データを受信するステップをさらに含む、請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１２】
天気予報モデルに少なくとも１つの大気データと水分含有量を伝達するステップが、マルチモードネットワーク（１１６、１２０、１２２、１２４）を通して航空機から天気予報モデルに少なくとも１つの大気データと水分含有量を伝達するステップを含む、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン（１０２、１０４）において一容量の空気の比熱（４０６）を決定するステップと、
一容量の空気の比熱を使用して一容量の空気の水分含有量（４０８）を決定するステップ
を含む、天気を予報する方法（４００）。
【請求項１４】
一容量の空気の比熱を決定するステップが、第１位置で第１気温及び第１気圧を測定するステップを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
一容量の空気の比熱を決定するステップが、第２位置で第２気温及び第２気圧を測定するステップを含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
一容量の空気の水分含有量を決定するステップが、第１及び第２気温と第１及び第２気圧から比熱比を計算するステップを含む、請求項１３乃至１５に記載の方法。
【請求項１７】
比熱比から大気の水分含有量を決定するステップが、参照テーブルを使用するステップを含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
コンプレッサー（２１８）、及び
前記コンプレッサーに接続され、前記コンプレッサーを通って流れる空気から大気データを取得する少なくとも１つのパフォーマンスセンサ
を備える、大気監視システム。
【請求項１９】
前記コンプレッサーが、タービンエンジン及びスーパーチャージャーの一部のうちの少なくとも１つである、請求項１８に記載のシステム。
【請求項２０】
前記少なくとも１つのセンサが、温度センサ及び圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項１８又は１９に記載のシステム。
【請求項２１】
前記少なくとも１つのセンサが、コンプレッサー入口温度センサ及びコンプレッサー入口圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２２】
前記少なくとも１つのセンサが、コンプレッサー排出口温度センサ及びコンプレッサー排出口圧力センサのうちの少なくとも１つからなる、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２３】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されたプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２２のいずれか１項に記載のシステムであって、前記プロセッサが、
取得した大気データから比熱比を計算し、
比熱比から大気の水分含有量を決定する
ように構成されている、システム。
【請求項２４】
前記プロセッサが、理想の気体挙動と、エンジンを通って流れる空気の等エントロピー圧縮を推測するように構成されている、請求項２３に記載のシステム。
【請求項２５】
前記プロセッサが、エンジンを通って流れる空気の非理想的な気体挙動を補正するように構成されている、請求項２３又は２４に記載のシステム。
【請求項２６】
前記プロセッサが、参照テーブルを使用して比熱比から大気の水分含有量を決定するように構成されている、請求項２３乃至２５のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項２７】
前記プロセッサが、比熱比と絶対湿度の関係を示す参照テーブルを使用して比熱比から大気の水分含有量を決定するように構成されている、請求項２６に記載のシステム。
【請求項２８】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されており、非等エントロピー圧縮を補正するように構成されているプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２７のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項２９】
前記少なくとも１つのセンサに通信可能に接続されており、コンプレッサーの上流である第１位置で測定された第１気温及び第１気圧を受信するように構成されているプロセッサをさらに備える、請求項１８乃至２８のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項３０】
前記プロセッサが、コンプレッサー及びコンプレッサーステージの少なくとも１つの下流である第２位置において測定された第２気温及び第２気圧を受信するように構成されている、請求項２９に記載のシステム。
【請求項３１】
前記プロセッサが、
ほぼ同時に測定される第１気温、第２気温、第１気圧、及び第２気圧のうちの少なくとも１つを測定した時間及び位置を記録し、
各測定値、それぞれの時間、及びそれぞれの位置を天気予報モデルに伝達する、請求項３０に記載のシステム。
【請求項３２】
第１気温、第２気温、第１気圧、及び第２気圧、そしてこれらから算出される比熱比及びこれらから算出される絶対湿度のうちの少なくとも１つの測定値を使用して天気予報を作成する天気予報モデルをさらに備える、請求項３１に記載のシステム。
【請求項３３】
前記天気予報モデルが、複数の時間及び位置から大気測定値を受信するように構成されており、追加の大気測定値はコンプレッサー以外から取得される、請求項３２に記載のシステム。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１３−４０９５０（Ｐ２０１３−４０９５０Ａ）
【公開日】平成２５年２月２８日（２０１３．２．２８）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２０１２−２０８３５２（Ｐ２０１２−２０８３５２）
【出願日】平成２４年９月２１日（２０１２．９．２１）
【分割の表示】特願２００９−５４８２４３（Ｐ２００９−５４８２４３）の分割
【原出願日】平成１９年１２月２０日（２００７．１２．２０）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【公開日】平成２５年２月２８日（２０１３．２．２８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−２０８３５２（Ｐ２０１２−２０８３５２）
【出願日】平成２４年９月２１日（２０１２．９．２１）
【分割の表示】特願２００９−５４８２４３（Ｐ２００９−５４８２４３）の分割
【原出願日】平成１９年１２月２０日（２００７．１２．２０）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
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