Fahrtmesser für Flugzeuge.
Bei den bekannten Fahrtmessern für Flng- zeuge, bei welehen die relative Geschwindig- keit des Flugzeuges gegenüber der Luft gemessen wird, ist das ais STeber wirkende Stau- rohr an seinem für eine starre Verbindung mit dem Flugzeug bestimmten Träger fest angeordnet. Da die Achse des Staurohres bei den verschiedenen Anstellwinkeln des Flugzeuges nicht mit der anblasrichtungh zusammenfällt, treten Messfchler auf, die um so grösser sind, je mehr die Anblasrichtung von der Längsachse des feststehenden Staurohres abweicht.
Um diese Messfehler zu vermeiden, ist erfindungsgemäss das als Geber wirkende Staurohr mittels eines Kugelgelenkes mit seinem Träger verbunden und am hintern Teil des Staurohres ein Steuer vorgesehen, das Ganze, damit sich das Staurohr im Flugbetrieb selbsttätig in die Anblasrichtung einstellt.
Auli der Zeichnung, die ein Nusführungs- beispiel des Erfindungsgegenstandes veran - schaulicht, zeigt:
Fig. 1 das Staurolir und seinen Träger zum Teil im Schnitt und
Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie II in Fig. 1 in grösserem Massstabe.
VoIn fordern Teil 1 des Staurohres wird den der Gesamtdruck und der statische Druck in bekannter Weise mittels je eines Gummischlauches 4 durch das Kugelgelenk 3 hindurch auf das nicht dargestellte Anzeigegerät übertragen. Auch die elektrischen Leitungen 5, die der Heizung des vordern Teils 1 des Staurohres dienen, sind durch das Itugel- gelenk 3 geführt. Das Kugelgelenk 3 wird gebildet aus dem mit einer Ausnehmung 2 versehenen mittleren Teil 2 des Staurohres und dem einen Teil einer Kugel bildenden Körper 3a, der in drei Teile aufgeteilt und mittels Schrauben 3b am Stützrohr 6 aufgeschraubt ist.
Das Stützrohr 6 ist im zweiteiligen, flugzeugfesten Träger 8 mittels Schrauben festgeklemmt und zudem durch einen in den Träger 8 eingelegten Seegerring 8α gegen axiale Verschiebung geschützt. Mit 9 ist die Blechverschalung des zweiteilige Trägers 8 bezeichnet. Die seitliche Sehwenkung des Staurohres um die vertikale Achse des Trägers 8 wird auf etwa 90 Grad begrenzt, und zwar durch den Stift 10, der in die im Träger 8 vorgesehene Ausnehmung 1 1 eingreift.
Der Stift 10 ist starr mit der Deck- platte 1 2 verbunden. Die Deekplatte 12; trägt die beiden Flügel 12a und 12b, die mit der im mittleren Teil 2 des Staurohres vorgesehenen Nut 2b im Eingriff stehen und in dieser Weise eine Drehung des Staurohres um die eigene Längsachse verhindern und gleich zeitig die seitlichen Schwenkungen des Staurohres der Deckplatte 12 mitteilen. Die konisehe Bohrung des Staurohres 9C ist so geformt, dass sich dieses gegenüber dem Stützrohr 6 in der Vertikalebene um 40 Grad schwenken lässt.
Eine Hülse 13 bildet den hintern Teil des Staurohres und dient zur Aufnahme des mittleren Teils einer Zugstange 14 und ihrer Rückholfeder 15. Der Anschlag 16 begrenzt die axiale Bewegung der Zugstange 14. Das Steuer wird von einem nach hinten verjüngten Luftführungsrohr 17 gebildet, das mittels Stege 17a mit der Nabe 17b verbunden und durch die Befestigungsschraube 18 auf den hintersten Teil der Zugstange 14 aufgeklemmt ist. Der vorderste Teil der Zugstange 14 ist als Arretierbolzen 19 ausgebildet. Zur Arretierung des Staurohres greift die konische Spitze des Arretierbolzens 19 in den konischen Sitz 3c im feststehenden Körper 3a des Kugelgelenkes 3 ein.
Der beschriebene Fahrtmesser arbeitet wie folgt:
Sobald das Flugzeug rollt, strömt Luft der Oberfläche des Staurohres folgend durch das Führungsrohr 17. Da das Führungsrohr nach hinten verjüngt ist, wird dasselbe und mit ihm die Zugstange 14 und der Arretierbolzen 19 nach hinten gezogen. Die Abmessungen des Führungsrohres 17 und die Stärke der Rückholfeder 15 sind so gewählt, dass der Arretierbolzen 19 das Kugelgelenk 3 freigibt, sobald die kleinst zulässige Fluggeschwindigkeit des betreffenden Flugzeuges erreicht ist.
Nach der Aufhebung der Arretierung wird die Längsachse des Staurohres durch die Richtkraft des Führungsrohres 17 kontinuier- lich in die Anblasrichtung eingestellt.
Aircraft airspeed indicator.
In the case of the known airspeed indicators for aircraft, in which the relative speed of the aircraft is measured in relation to the air, the storage tube acting as a star is fixedly arranged on its carrier intended for a rigid connection to the aircraft. Since the axis of the pitot tube does not coincide with the blowing direction at the various angles of attack of the aircraft, measuring subjects occur which are larger the more the blowing direction deviates from the longitudinal axis of the stationary pitot tube.
In order to avoid these measurement errors, according to the invention the pitot tube acting as a transmitter is connected to its carrier by means of a ball joint and a control is provided on the rear part of the pitot tube, the whole thing so that the pitot tube adjusts itself automatically in the blowing direction during flight operations.
Auli of the drawing, which illustrates an example of a guide to the subject matter of the invention, shows:
Fig. 1 the Staurolir and its carrier partly in section and
FIG. 2 shows a section along line II in FIG. 1 on a larger scale.
Part 1 of the Pitot tube requires the total pressure and the static pressure to be transmitted in a known manner by means of a rubber hose 4 through the ball joint 3 to the display device (not shown). The electrical lines 5, which are used to heat the front part 1 of the pitot tube, are also passed through the Itugel- joint 3. The ball joint 3 is formed from the central part 2 of the pitot tube provided with a recess 2 and the body 3a which forms part of a ball and which is divided into three parts and screwed onto the support tube 6 by means of screws 3b.
The support tube 6 is clamped in the two-part, aircraft-fixed carrier 8 by means of screws and is also secured by a circlip 8? Inserted into the carrier 8. protected against axial displacement. The sheet metal cladding of the two-part carrier 8 is designated by 9. The lateral visual pivoting of the pitot tube about the vertical axis of the carrier 8 is limited to approximately 90 degrees, specifically by the pin 10, which engages in the recess 11 provided in the carrier 8.
The pin 10 is rigidly connected to the cover plate 1 2. The Deek plate 12; carries the two wings 12a and 12b, which are in engagement with the groove 2b provided in the middle part 2 of the pitot tube and in this way prevent rotation of the pitot tube around its own longitudinal axis and at the same time notify the lateral pivoting of the pitot tube of the cover plate 12. The conical bore of the pitot tube 9C is shaped so that it can be pivoted by 40 degrees in the vertical plane with respect to the support tube 6.
A sleeve 13 forms the rear part of the pitot tube and serves to accommodate the middle part of a pull rod 14 and its return spring 15. The stop 16 limits the axial movement of the pull rod 14. The control is formed by a rearwardly tapered air duct 17, which by means of webs 17a is connected to the hub 17b and is clamped onto the rearmost part of the tie rod 14 by the fastening screw 18. The foremost part of the pull rod 14 is designed as a locking bolt 19. To lock the pitot tube, the conical tip of the locking bolt 19 engages in the conical seat 3c in the fixed body 3a of the ball joint 3.
The airspeed indicator described works as follows:
As soon as the aircraft rolls, air flows following the surface of the pitot tube through the guide tube 17. Since the guide tube is tapered towards the rear, the same and with it the pull rod 14 and the locking bolt 19 are pulled backwards. The dimensions of the guide tube 17 and the strength of the return spring 15 are selected so that the locking bolt 19 releases the ball joint 3 as soon as the lowest permissible flight speed of the aircraft in question is reached.
After the lock has been released, the longitudinal axis of the pitot tube is continuously adjusted in the blowing direction by the straightening force of the guide tube 17.