Vorrichtung an Flugzeugen zum Anzeigen der Vereisungsgefahr. Eirose Reihe von Flugunfällen .der letzten Jahre ist auf die Vereisung von Flugzeugen zurückzuführen., deren Folgen eine Drosse lung der Vergaserquerschnitte, eine Verände rung der Tragprofilform, eine Gewichts belastung durch das Eis und eine Blockie rung beweglicher Organe im Vergaser und an den .Steuerorganen sind.
Man hat festgestellt, dass die atmosphä rischen Bedingungen, die Vereisung ver ursachen, sehr mannigfaltig sind und dass gleiche Zustände der Umgebung eines Flug zeuges nicht notwendig zur Vereisung führen müssen. Zur Bildung eines Eisansatzes kön nen nicht nur unterkühlte Wassertropfen führen, sondern auch ein unterkühlter Flug zeugkörper, wenn dieser in eine an sich sonst nicht vereisungsgefährliche Luftschicht ge langt.
Die bis herzte bekannt gewordenen Ver- eisungsanzeiger sind deshalb ungenügend, weil sie meist nur einen bestimmten Teil,des Flugzeuges zu schützen ermöglichen und weil sie nicht eine Vereisungsgefahr anzeigen, sondern eine den Flug gefährdende Eisbil- dung, z. B. eine solche -am Vergaser.
Da festgestellt wurde, dass die Vereisungszonen in,der Atmosphäre örtlich begrenzt sind, be steht die Möglichkeit, ein Flugzeug ;auch ohne Enteisungsanlage vor Schaden zu be wahren,; wenn es gelingt, die Vereisungs- gefahr anzuzeigen und daraufhin die Ver- eisungszone zu verlassen.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist nun eine Vorrichtung an Flugzeugen zum Anzeigen der Vereisungsgefahr, welche Vor- riehtung sich dadurch auszeichnet, dass sie einen :
dem Flugwinde ausgesetzten gÖrper aufweist, welcher bei vorhandenem Flugwind in einem im Vergleich zu der das Flugzeub umgebenden Luft unterkühlten Luftstrome angeordnet ist, zum Zwecke,
dass an diesem Körper eine Vereisuag -zeitlich vor einer -sol chen an irgend einem andern Flugzeugteil einsetzt. Auf der Zeichnung ist ein Ausführungs beispiel des Erfindungsgegenstandes schema tisch dargestellt. Der stromlinienförmige Hohlkörper 1 ist mittels ebenfalls stromlinienförmiger Stege 2 in der Achse eines Rohres 3 festgehalten. Dieser
Körper 1 weist zwei offene Bohrungen 4 und 5 auf, von welchen Bohrungen die Bohrung 4, die in das Innere des Hohlkör pers einmündet, einen grösseren Durchmesser aufweist als die Bohrung 5, an welche ein Rohr 6 angeschlossen ist.
Zur Anzeigevorrichtung gehört ferner eine durch eine Membran 7 in zwei Kam mern 8 und 9 unterteilte Dose 10. Die Kam mer 8, die einen Kontaktstift 11 aufweist, ist an. das Rohr 6 angeschlossen, während die Kammer 9 mittels eines Rohres 12 .mit dem Hohlraum des Körpers 1 in Verbindung steht.
Im Hohlraum des Körpers 1 ist ausser dem eine Heizwicklung 13 untergebracht, die an ein aus dem Hohlraumkörper herausfüh rendes zweiadriges Kabel 14 angeschlos- sen ist.
Das Rohr 3 ist als Düse ausgebildet und in dieser Form als Lava]-Düse oder Expan sionsdüse bekannt und weist vor dem -Stau punkt (Strömungsrichtung 3a) des Hohlkör pers 1 einen engsten Durchlassquerschnitt auf. Ein diesen Querschnitt enthaltender Düsen teil ist auf seiner Aussenfläche durch. eine Wärmeisolierschicht 15 abgedeckt. Hinter der Eintrittsmündung der Düse ist ausserdem ein Heizwiderstand 16 angeordnet, welcher an ein zweiadriges Kabel 17 angeschlos- sen ist.
Das Kabel 17 ist über einen Schalter 18 an die Bordbatterie 19 angeschlossen. Durch Einschaltung des Heizwiderstandes 16 wird eine leichte Beheizung eines Teils des Düsen rohres 3 herbeigeführt und damit eine Ver eisung des letzteren verhindert.
Die Isola tion 15 schützt jedoch die von ihr bedeck- ten Teile der Düse vor schädlicher Erwär mung, eine Notwendigkeit, .die sich aus dem nachstehenden .ergibt. An Stelle des Schal ters 18 kann auch eine bekannte Vorrichtung vorgesehen sein, welche die Heizwicklung bei einer bestimmten Maximaltemperatur auto matisch aus- und bei einer bestimmten Mini- maltemperatur einschaltet.
Die Schaltungs anordnung kann aber auch .derart getroffen sein, dass die Ein- und Ausschaltung .dieses Heizwiderstandes gleichzeitig mit der Ver gaserheizung erfolgt.
Der Kontaktstift 11 sitzt elektrisch iso liert an der Membrandose 10 und ist zweck mässig derart befestigt, dass .der zwischen ihm und der Membran 7 vorgesehene Abstand zum Zwecke der Regulierung der Ansprech empfindlichkeit verändert werden kann. Die Membran 7 ist elektrisch leitend mit ,dem Membrangehäuse 10 und finit dem einen Pol der Bordbatterie verbunden, während der Kontaktstift 11 über eine Signallampe 2,0 an den andern Pol der Batterie angeschlossen ist. Die Heizwicklung 18 ist zur Signal lampe 20 parallel geschaltet.
Das Rohr 3 wird an irgend. eine Stelle des Flugzeuges montiert, an welcher der Flugwind unbehindert durch die Düse strei chen kann.
Messungen haben ergeben, dass im beschriebenen Expansionsrohr die Tempera tur der durchströmenden Luft nach dem Expansionsgesetze fällt, wobei aber ein Kör per im Innern der Düse zufolge der Stau- und Reibungsvorgänge nicht die Temperatur der durchströmenden Luft annehmen kann.
Die Erfahrungen zeigen jedoch, dass trotz der Temperaturerhöhung am Staupunkt ,ge rade dort eine starke Vereisung auftritt, was mit der dort erfolgenden Beaufschlagung durch Wassertropfen und .dem Gefriervor- gang durch Verdunstungskühlung zusammen hängt.
Weiter steht noch fast, dass der in der Diisena.chse liegende Hohlkörper, sein vor derster Teil ausgenommen, eine gute Küh lung durch den vorbeistreichenden Luftstrom erfährt, so dass nach ausgeführten Ver suchen eine Vereisung am Hohlkörper ein tritt,
bevor eine solche an irgend einer andern Stelle des Flugzeuges beginnt. Da nun aber die kleinere Bohrung 5 rascher als die grössere Bohrung 4 durch Eis geschlossen wird, entsteht in dem Membrangehäuse 10 eine Druckdifferenz zwischen .den Kammern 8 und 9; der in der Kammer 9 einsseitig auf die Membran 7 wirkende Staudruck drückt diese in Richtung auf den Kontaktstift 11 durch und schliesst .dadurch den Stromkreis für die Signallampe 20.
Damit der Druck in der Kammer 8- absinken kann, ist die letz tere mit der Atmosphäre über eine Bohrung 21 verbunden. Auch die Kammer 9 steht über eine gleichartige Bohrung 21a mit der Atmosphäre in Verbindung,- damit bei frei liegenden Bohrungen 4 und 5 die Membran 7 nicht einseitig belastet werden kann.
Gleichzeitig mit der Signallampe 20; ;die auch durch ein anderes elektrisches Anzeige organ ersetzt sein kann, wind .die Reizwick lung 13 eingeschaltet. Diese letztere ist der art bemessen, dass der Hohlkörper 1 rasch erwärmt wird und das gebildete Eis vom der Bohrung 5 wieder zum Schmelzen kommt.
Die Heizwicklung ist nur während einer ver- hältnismässig kurzen Zeit eingeschaltet. Sobald das Eis vor der Bohrung 5 durch den Schmelzprozess beseitigt worden ist, ist die Membran 7 wieder beidseitig praktisch ,gleich belastet, und die Vorrichtung ist für. eine neue Anzeige vorbereitet.
Die elektrische Schaltung kann auch anders als beschrieben ausgeführt sein, ins besondere ist eine Verbindung mit andern Bordeinrichtungen des Flugzeuges möglich.
Es kann ferner ein durch .den Flugwind oder elektrisch angetriebenes Gebläse mit der- Egpa,nsionsdüse in Verbindung .gebracht sein,
wodurch die Expansion der durch die Düse strömenden Luft unterstützt wird und durch Vergrösserung -des Druckabfalles eine ver mehrte Unterkühlung der Luft und dar von ihr mitgeführten Wassertropfen erreicht wird. Es kann auch der Hohlkörper mehrere Bohrungen, 4 aufweisen, wodurch die Gefahr einer Vereisung .dieser Bohrungen herab gemindert werden kann.
Es lässt sich auch der in die Düse ein gesetzte Hohlkörper durch ein anderes, zur Anzeige der Vereisung dienendes Organ er setzen, beispielsweise durch ein solches, wel ches von .der durchströmenden Luft in Schwingung versetzt ist. Die Schwingungen können mittels bekannter Einrichtungen, z. B. Steuerung eines Schwingkreises bezw. Verstimmung desselben, dem Piloten sicht bar gemacht werden.
Im Fall einer Ver eisung erfährt das Gewicht eines -solchen Schwingungskörpers und damit die Schwin gungszahl eine Veränderung, welche auf die kommende Gefahr aufmerksam macht..
Device on aircraft to indicate the risk of icing. The number of aviation accidents in recent years can be traced back to the icing of aircraft, the consequences of which are a throttling of the carburetor cross-sections, a change in the shape of the supporting profile, a weight load from the ice and a blockage of moving parts in the carburetor and control elements are.
It has been found that the atmospheric conditions that cause icing are very diverse and that the same conditions around an aircraft do not necessarily have to lead to icing. Not only supercooled water droplets can lead to the formation of ice, but also a supercooled aircraft if it gets into a layer of air that is otherwise not dangerous to ice.
The icing indicators that have become known up to now are inadequate because they usually only allow a certain part of the aircraft to be protected and because they do not indicate a risk of icing, but rather an ice formation that endangers the flight, e. B. such a carburetor.
Since it was established that the icing zones in the atmosphere are locally limited, there is the possibility of protecting an aircraft from damage, even without a de-icing system; if it is possible to indicate the risk of icing and then to leave the icing zone.
The present invention now relates to a device on aircraft for indicating the risk of icing, which device is characterized in that it:
has a body exposed to the airborne wind, which when the airborne wind is present is arranged in an air stream that is supercooled compared to the air surrounding the aircraft, for the purpose
that an icing occurs on this body - before one - on some other part of the aircraft. In the drawing, an embodiment example of the subject invention is shown schematically. The streamlined hollow body 1 is held in place in the axis of a tube 3 by means of likewise streamlined webs 2. This
Body 1 has two open bores 4 and 5, of which bores the bore 4, which opens into the interior of the Hohlkör pers, has a larger diameter than the bore 5, to which a tube 6 is connected.
The display device also includes a can 10 divided by a membrane 7 into two chambers 8 and 9. The chamber 8, which has a contact pin 11, is on. the tube 6 is connected, while the chamber 9 is connected to the cavity of the body 1 by means of a tube 12.
In addition, a heating winding 13 is accommodated in the cavity of the body 1 and is connected to a two-wire cable 14 leading out of the cavity body.
The tube 3 is designed as a nozzle and known in this form as a Lava] nozzle or expansion nozzle and has a narrowest passage cross section in front of the stau point (flow direction 3a) of the Hohlkör pers 1. A nozzle containing this cross section is through on its outer surface. a heat insulating layer 15 is covered. A heating resistor 16, which is connected to a two-wire cable 17, is also arranged behind the inlet mouth of the nozzle.
The cable 17 is connected to the on-board battery 19 via a switch 18. By switching on the heating resistor 16, a slight heating of part of the nozzle tube 3 is brought about and thus a Ver icing of the latter is prevented.
The insulation 15, however, protects the parts of the nozzle that it covers from harmful heating, a necessity that results from the following. Instead of the switch 18, a known device can also be provided which automatically switches the heating coil off at a certain maximum temperature and switches it on at a certain minimum temperature.
The circuit arrangement can, however, also be made in such a way that this heating resistor is switched on and off simultaneously with the carburetor heating.
The contact pin 11 sits electrically insulated on the diaphragm box 10 and is expediently attached in such a way that the distance provided between it and the membrane 7 can be changed for the purpose of regulating the response sensitivity. The membrane 7 is electrically conductive with the membrane housing 10 and finitely connected to one pole of the on-board battery, while the contact pin 11 is connected to the other pole of the battery via a signal lamp 2.0. The heating coil 18 is connected to the signal lamp 20 in parallel.
The pipe 3 is at any. Mounted a point on the aircraft where the air wind can streak through the nozzle unhindered.
Measurements have shown that the temperature of the air flowing through in the expansion tube described falls according to the expansion law, but a body inside the nozzle cannot assume the temperature of the air flowing through due to the congestion and friction processes.
Experience shows, however, that in spite of the increase in temperature at the stagnation point, strong icing occurs precisely there, which is related to the exposure there by water droplets and the freezing process through evaporative cooling.
It almost goes on to say that the hollow body in the Diisena.chse, except for the first part, is cooled well by the passing air flow, so that after tests have been carried out, the hollow body will freeze.
before it begins anywhere else on the aircraft. But since the smaller bore 5 is closed by ice faster than the larger bore 4, a pressure difference arises in the membrane housing 10 between the chambers 8 and 9; the dynamic pressure acting on one side of the membrane 7 in the chamber 9 pushes it through in the direction of the contact pin 11 and thereby closes the circuit for the signal lamp 20.
So that the pressure in the chamber 8 can drop, the latter is connected to the atmosphere via a bore 21. The chamber 9 is also connected to the atmosphere via a similar bore 21a - so that the membrane 7 cannot be loaded on one side when the bores 4 and 5 are exposed.
Simultaneously with the signal lamp 20; ; which can also be replaced by another electrical display organ, wind .the stimulus winding 13 switched on. The latter is dimensioned in such a way that the hollow body 1 is quickly heated and the ice formed from the bore 5 melts again.
The heating winding is only switched on for a relatively short time. As soon as the ice in front of the hole 5 has been removed by the melting process, the membrane 7 is practically again on both sides, equally loaded, and the device is for. prepared a new advertisement.
The electrical circuit can also be designed differently than described; in particular, a connection with other on-board equipment of the aircraft is possible.
Furthermore, a blower driven by the airborne wind or an electrically driven blower can be connected to the Egpa, nsion nozzle,
whereby the expansion of the air flowing through the nozzle is supported and by increasing the pressure drop, an increased subcooling of the air and the water droplets carried along by it is achieved. The hollow body can also have a plurality of bores 4, whereby the risk of icing up of these bores can be reduced.
The hollow body inserted into the nozzle can also be replaced by another organ that serves to display the icing, for example one that is set in vibration by the air flowing through it. The vibrations can by means of known devices, e.g. B. Control of an oscillating circuit or. Detuning of the same, made visible to the pilot.
In the case of icing, the weight of such a vibrating body and thus the number of vibrations changes, which draws attention to the impending danger.