DE1203506B - Vorrichtung zur Ermittlung aerodynamischer Faktoren - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. α.:

GOIp

GOIl

Deutsche Kl.: 42 ο-15

Nummer: 1 203 506

Aktenzeichen: B 62148IX b/42 ο

Anmeldetag: 14. April 1961

Auslegetag: 21. Oktober 1965

Zahlreiche an Bord von Flugzeugen oder anderen Luftfahrzeugen verwendeten Instrumente dienen zur automatischen Berechnung verschiedener aerodynamischen Faktoren, die zur automatischen oder manuellen Steuerung des Luftfahrzeuges erforderlich sind. Eine Anzahl dieser Faktoren, darunter die wichtigsten, beruhen auf einer Messung des statischen Druckes der umgebenden Atmosphäre. Dazu gehören insbesondere die Höhenänderungsgeschwindigkeit (vertikale Komponente der Fahrzeuggeschwindigkeit) und die aerodynamische Geschwindigkeit. Der letztgenannte Faktor beruht auf einer Messung des dynamischen Überdrucks, d. h. der Differenz zwischen den von einem Pitotrohr oder einem ähnlichen Instrument gemessenen Gesamtdruck und dem statischen Druck, der demzufolge bei der Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit eine Ausgangsgröße bildet.

Zur Messung des statischen Druckes verwendet man im allgemeinen einen Luftanschluß an der Außenfläche des Luftfahrzeuges, der soweit wie möglich gegen die Wirkungen des dynamischen Überdruckes und der vom Fahrwind herrührenden Turbulenz geschützt ist, obwohl sich diese Einflüsse niemals vollständig ausschalten lassen. Es ergibt sich daher bei der Messung des statischen Druckes ein unvermeidlicher Fehler. Dieser Fehler, der bei niedrigen Geschwindigkeiten gering ist (ebenso wie weiter unten gezeigt bei Überschallgeschwindigkeit), nimmt in der Nähe der Überschallgeschwindigkeit wegen der dort auftretenden Kompressibilitätswirkungen einen beträchtlichen Wert an. Da die Reisegeschwindigkeit der heutigen Flugzeuge mehr und mehr in dieser Nähe der Schallgeschwindigkeit liegt, ist es außerordentlich wichtig, diesen Fehler zu reduzieren oder zu eliminieren.

Man hat bereits die Notwendigkeit einer Korrektur der Fehler erkannt, die bei der Messung des statischen Druckes an Bord eines schnell, besonders im Bereich um die Schallgeschwindigkeit fliegenden Flugzeuges auftreten. Bei einer bekannten Anordnung wird dieses Problem nur im Zusammenhang mit Erzeugung eines korrigierten statischen Druckwertes, jedoch nicht im Zusammenhang mit der Erzeugung eines korrigierten Wertes anderer, von diesem Wert abhängiger Faktoren gelöst. Weitere bekannte Vorrichtungen wiederum verwenden zur Errechnung von auf statischen Druckmessungen basierenden Faktoren komplizierte und aufwendige Hilfsmittel. Aufgabe der Erfindung ist die Vereinfachung und Verbesserung derartiger bekannter Geräte unter Beseitigung vorgenannter Nachteile.

Vorrichtung zur Ermittlung aerodynamischer
Faktoren

Anmelder:

ίο The Bendix Corporation,
Detroit, Mich. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
Hamburg 36, Neuer Wall 41

Als Erfinder benannt:

Carl Einar Johanson, Davenport, Ia. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 15. April 1960 (22 568)

2

Eine Vorrichtung zur Ermittlung von aerodynamischen Faktoren, z. B. in Luftfahrzeugen, die von der Messung des statischen Atmosphärendruckes abhängen, wie Höhe, Grad der Höhenänderung bzw. Vertikalgeschwindigkeit und Luftgeschwindigkeit, wobei die Wirkung von auf aerodynamische Erscheinungen zurückgehenden Fehlern bei dieser Messung eliminiert wird, mit einer Einrichtung zum Erzeugen einer ersten, den genannten Faktor darstellenden variablen Größe, die von dem fehlerhaften statischen Druck abgeleitet ist und einen ersten Nährungswert des genannten Faktors darstellt, und mit einer Anordnung zum Feststellen der Machzahl zeichnet sich erfindungsgemäß aus durch die Anordnung, um aus der Feststellung der Machzahl eine zweite variable Größe zu erzeugen, die den auf den Fehler bei der Messung des statischen Druckes zurückgehenden Fehler in dem genannten Faktor bei der gerade gemessenen Machzahl darstellt, und durch eine Differential- oder entsprechende Anordnung um algebraisch die zweite zu der ersten Größe zu addieren, um eine

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dritte variable Größe zu erzeugen, die den korrigierten Wert des genannten Faktors darstellt.

Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.

Im folgenden seien zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 den Verlauf des Fehlerkoeffizienten, mit dem die Messung des statischen Druckes behaftet ist, als Funktion der Machzahl für eine bestimmte Flugzeugzelle,

F i g. 2 die Rückwirkungen dieses Fehlers auf die mit einem klassischen Höhenmesser gemessene Höhe,

F i g. 3 perspektivisch und teilweise geschnitten ein Ausführungsbeispiel eines Höhenmessers gemäß der Erfindung, bei dem der genannte Fehler unterdrückt wird,

Fig. 4 die Rückwirkungen des Fehlers, dem die Messung des statischen Druckes ausgesetzt ist, auf die Messung der mit einem klassischen Gerät vorgenommenen Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit und

Fig. 5 perspektivisch und vereinfacht eine Vorrichtung gemäß der Erfindung zur Messung der Geschwindigkeit, bei der der genannte Fehler unterdrückt wird.

Zu Beginn der folgenden näheren Beschreibung sei das der Erfindung zugrunde liegende Problem noch einmal ganz allgemein dargelegt.

Die Erfahrung hat bestätigt, daß der mit einem Luftanschluß bei einem bewegten Flugzeug gemessene statische Druck stets mit einem Fehler behaftet ist, der von der auftretenden Turbulenz und ähnlichen Effekten herrührt und der im wesentlichen eine Funktion der Machzahl ist. Es läßt sich eine Kurve zeichnen, die den Veränderungen des Fehlerkoeffizienten, ausgedrückt durch das Verhältnis P_si/P_s des angezeigten statischen Druckes P₅₁- zum wirklichen statischen Druck P₅, als Funktion der Machzahl für einen bestimmten Zellentyp des Luftfahrzeuges entspricht. Diese Kurve, die sich natürlich mit der Zellenform ändert, hat jedoch allgemein den in Fig. 1 dargestellten Verlauf, der für eine tatsächliche als Beispiel gewählte Flugzeugzelle gilt. Wie Fig. 1 zeigt, steigt der Fehlerkoeffizient bei niedrigen Flugzeuggeschwindigkeiten in Richtung steigender Machzahl zuerst langsam und dann plötzlich stark an und erreicht für eine Machzahl, die etwa unter Eins liegt, ein Maximum von über 10%. Der Fehler sinkt dann schnell wieder ab und hat bei Überschallgeschwindigkeiten einen Wert von nur einigen Prozenten.

Es ist klar ersichtlich, daß ein derartiger Fehler sich über die Messung des statischen Druckes auf die mechanische oder elektrische Berechnung jedes aerodynamischen Faktors auswirkt.

Im folgenden sei zunächst der Fall einer Höhenmessung betrachtet. Bekanntlich ist die Höhe h als Funktion des statischen Atmosphärendruckes P₅ durch folgende Formel gegeben:

h = 67,4 T log -

statischen Lufteinlaß verbunden ist, erhält man die Höhe hz.B. dadurch, daß man die Kapsel über eine geeignete kinematische Verbindung, welche die Deformation der Kapsel annähernd nach dem durch die Gleichung (1) gegebenen Gesetz in eine Rotation umwandelt, mit einer Welle verbindet. Die Veränderungen der Temperatur T können durch ein Bimetallelement in der genannten kinematischen Verbindung berücksichtigt werden.

Um die Einwirkungen des Fehlers, denen der Druck P₅ bei einer derartigen Höhenmessung ausgesetzt ist, festzustellen, zeichnet man die in F i g. 2 gezeigte Kurvenschar, bei der die Abszisse die Höhe in Kilometern und die Ordinate den entsprechenden Höhenfehler in Metern angibt. Die einzelnen Kurven dieser Schar entsprechen verschiedenen Machzahlen. Diese Kurven können aus der Gleichung (1) in Verbindung mit der Kurve nach Fig. 1 unter Berücksichtigung der durch Tafeln gegebenen Werte der Temperatur in verschiedenen Höhen der Normalatmosphäre abgeleitet werden.

Aus der Fig. 2 läßt sich so z. B. ablesen, daß bei einem mit einer Machzahl von 0,95 fliegenden Flugzeug der Fehler in der von einem klassischen Höhenmesser angezeigten Höhe bei niedrigen Höhen 600 m übersteigt.

Bezüglich der Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit lassen sich entsprechende Betrachtungen anstellen. Fig. 4 zeigt die für diesen Fall geltende Fehlerkurvenschar. Die Abszisse gibt die aerodynamische Geschwindigkeit in km/Std. und die Ordinate den auf die Ungenauigkeit des dem Differentialmanometer zugeführten statischen Druck P₅ zurückgehenden Fehler (ebenfalls in km/Std.). Die Kurven der F i g. 4 können aus der Kurve nach F i g. 1 und den bekannten Gleichungen, welche die aerodynamische Geschwindigkeit mit dem dynamischen Überdruck P_d = (Pf — P₅) verbinden, abgeleitet werden. Die genannten Gleichungen lauten:

bei Unterschallgeschwindigkeit

Γ IPd \²''⁷ 1^1/2
Ve = 1225,5 5 (4r- + M "¹I

und bei Überschallgeschwindigkeit

= 166,92

1225,5

B/2

-1. (3)

Es seien weiter die Gleichungen angeführt, die den Gesamtdruck und den statischen Druck mit der Machzahl M verbinden.

Bei Unterschallgeschwindigkeit gibt

= (1 + 0,2

(1)
-rs

Darin ist T die absolute Temperatur der Atmo- S₅ ^{und bei} Überschallgeschwindigkeit sphäre und P₀ der Druck in Meereshöhe.

Mißt man den Druck P₅ mit einer Barometerkapsel, die (von außen oder von innen) mit einem Il p,

167 M⁷

(7 M² - I)¹

,5/2

Im folgenden sei an Hand der Fig. 3 ein Ausführungsbeispiel eines Höhenmessers beschrieben, der automatisch die sich aus der Fig. 2 (oder einem entsprechenden Diagramm) ergebenden Korrekturen berücksichtigt, so daß die Höhenanzeige dieses Instrumentes wesentlich genauer ist als die der bisher bekannten auf einer Messung des statischen Druckes beruhenden Höhenmesser.

Der in Fig. 3 dargestellte Höhenmesser besteht aus einem dichten Gehäuse 10, das über eine Öffnung 11 und eine nicht weiter dargestellte Leitung mit dem statischen Luftanschluß des Luftfahrzeuges, in das es eingebaut ist, verbunden ist. In dem Gehäuse sind zwei Barometerkapseln 12 und 18 angeordnet. Die Kapsel 12, die evakuiert sein kann oder auch nicht, deformiert sich als Funktion der Veränderungen des statischen Druckes auf ihre äußere Fläche. Diese Kapsel mittels eines Schwingarmes 13 und eines Bimetallstreifens 14 mit einem Hebel 15 verbunden, der an einer in dem Gehäuse 10 rotierenden Welle 16 befestigt ist. Bekanntlich ist es mit einer derartigen kinematischen Verbindung möglich, die Gleichung (1) für die Höhe als Funktion des statischen Druckes und der Umgebungstemperatur zu lösen, so daß die Lage der Welle 16 in erster Annäherung ein Maß für die Höhe ist.

Erfindungsgemäß wird nun die Drehung der Welle 16 korrigiert, um die Fehler, denen die Messung des statischen Druckes als Funktion der Machzahl bei verschiedenen Höhen ausgesetzt ist, zu berücksichtigen. Der Verlauf dieser Fehler ist in F i g. 2 dargestellt.

Diese Korrektur wird durch einen zwischengeschalteten Differentialmechanismus 32 durchgeführt. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel besteht dieser Mechanismus aus einem Epizykloidengetriebe mit einem auf der Welle befestigten Eingangsplanetenrad 39 und einem auf der Ausgangswelle 34 befestigten Ausgangsplanetenrad 40. Die Welle 34, an der die korrigierte Höhe abgenommen werden kann, ist in Verlängerung der Welle 16 angeordnet. Auf den beiden Planetenrädern 39 und 40 laufen innerhalb eines Führungsgehäuses 43 zwei durch eine Achse fest miteinander verbundene Satellitenritzel 41 und 42. Am Gehäuse 43 ist ein Arm 31 befestigt, auf dem ein Nocken 30 so einwirkt, daß dem Gehäuse 43 die erforderlichen korrigierenden Drehungen als Funktion der Machzahl und der Höhe mitgeteilt werden.

Um diese beiden Parameter gleichzeitig zu berücksichtigen, ist die aktive Oberfläche des Nockens 30 in drei Dimensionen profiliert und der Nocken in seiner Winkellage beweglich, um den ersten Parameter, d. h. die Machzahl, zu berücksichtigen. Um den zweiten Parameter, d. h. die Höhe, zu berücksichtigen, kann der Nocken 30 gleichzeitig axial verschoben werden. Zu diesem Zweck ist der Nocken 30 auf einer Welle 22, der sogenannten Korrekturwelle, befestigt, die parallel zu den Wellen 16 und 34 verläuft und an einem Ende mit einer geschlossenen Barometerkapsel 29 verbunden ist, die ebenso wie die Kapsel 12 auf den statischen Druck im Gehäuse 10 anspricht. Andererseits kann sich die aus der Welle 22 und dem Nocken 30 (und gegebenenfalls der Kapsel 29) bestehende Baugruppe als Funktion der Machzahl um die Achse der Welle 22 drehen. Dieser Faktor kann durch die Gleichungen (5) und (4) als Funktion des Verhältnisses zwischen dem Gesamtdruck P_t und dem statischen Druck P, ausgedrückt werden. Um diesen Faktor zu bilden, verwendet man gemeinsam die Kapsel 12 und die Kapsel 18, der über eine Leitung 17 der durch ein Pitotrohr 5 oder ein äquivalentes Instrument gegebene Gesamtdruck Pj zugeführt wird, so daß die Deformation dieser Kapsel dem dynamischen Überdruck proportional ist. Ein an die Kapsel 18 angelenkter Schwingarm 19 gleitet mit seinem mit einer Führung versehenen Ende auf einem Stab 21, der in eine Gleitfläche 28 der Welle 22 eingelassen ist, so daß er sie unabhängig von ihrer axialen Lage verdreht. Auf den Schwingarm 19 wirkt ein auf der Welle 16 befestigter Nocken 20 ein. Die Wirkungsweise dieser Vorrichtung ist leicht zu verstehen, wenn man sich klar macht, was geschieht, wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges bei konstanter Höhe ansteigt: Der statische Druck bleibt konstant und damit auch die Lage des Nockens 20, während sich der dynamische

so Überdruck erhöht, so daß sich die Kapsel 18 ausdehnt und über den Mechanismus 19 bis 21 die Welle 22 und damit den dreidimensionalen Nocken 30 entsprechend einem Anstieg der Machzahl verdreht. Nimmt man im Gegensatz dazu an, daß die

as Höhe ansteigt und die Geschwindigkeit konstant bleibt, so sieht man, daß sich die Kapsel 18 nicht verändert, während sich die Kapsel 12 ausdehnt. Dadurch dreht sich der Nocken 20, und sein Profil verlängert den durch den Stab 21 gebildeten und auf die Welle 22 wirkenden Hebel, so daß bei gleicher Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges und gleicher Ausdehnung der Kapsel 18 sich die Welle 22 trotzdem etwas dreht und eine größere Machzahl anzeigt, wie sie einer größeren Höhe entspricht. Dieser Mechanismus erteilt der Welle 22 und folglich dem Nocken 30 eine Lage, die in guter Näherung der Machzahl bei allen Höhen entspricht.

Der Umriß des Nockens 30 ist derart, daß für jede Lage des Nockens 30, die eine gegebene Machzahl darstellt, die axialen Verschiebungen des Nockens, die durch die Höhenänderungen hervorgerufen werden, dem die Satellitenritzel führenden Gehäuse 43 über den Arm 31 Drehungen erteilen, die dem durch die Kurven der F i g. 2 gegebenen Gesetz für die gegebene Machzahl entsprechen. Andererseits teilen für jede axiale Lage des Nockens, die einer gegebenen Höhe entspricht, die Drehungen des Nockens, die durch die Veränderungen der Machzahl bewirkt werden, dem Satellitenritzelgehäuse Drehungen mit, die in F i g. 2 dem Durchgang einer Kurve zu einer anderen entlang der Ordinate entsprechen, die der genannten gegebenen Höhe untergeordnet ist.

Mit anderen Worten gesagt ist der Umriß des Nockens 30 eine Transformation der in der F i g. 2 gezeigten Kurvenschar in halbpolare räumliche Koordinaten.

Folglich empfängt die Ausgangswelle 34, die stets von der Welle 16 angetrieben wird, deren Lage ein rohes Maß für die Höhe ist, gleichzeitig von dem Nocken 30 über das die Satellitenritzel führende Gehäuse 43 schwache korrigierende Winkelverdrehungen, so daß die Lage der Welle 34 ein sehr genaues Maß der als Funktion der Machzahl korrigierten Hohe gibt.

Das beschriebene Instrument gibt eine Anzeige der Höhe. Um gleichzeitig die Höhenänderung bzw. die Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zu messen, ist es erforderlich, das Instrument durch Mittel

zu ergänzen, die die Winkelgeschwindigkeit der Welle 34 messen. Zu diesem Zweck kann man beispielsweise in dem Gehäuse 10 einen Tachometergenerator 44 montieren, der über ein Getriebe 45-46 von der Welle 34 angetrieben wird und an seinen nicht dargestellten Ausgangsklemmen eine elektrische Spannung liefert, deren Amplitude dem Absolutwert der Vertikalgeschwindigkeit proportional ist, während das Vorzeichen oder der Phasenzustand einen Anstieg oder einen Abfall anzeigt.

Gemäß einer anderen Variante der Erfindung können die beiden Manometerkapseln 12 und 29 in Fig. 3 durch eine einzige Kapsel ersetzt werden unter Verwendung von geeigneten kinematischen Verbindungen zwischen dieser Kapsel und der Welle 16 einerseits sowie zwischen der Kapsel und der Welle 22 andererseits.

Im folgenden sei an Hand der Fig. 4 und 5 die Anwendung der Erfindung auf ein Instrument zur Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit oder Anemometer beschrieben.

Wie bereits erwähnt, gibt die Fig. 4 die Fehlerkurvenscharen bei verschiedenen Machzahlen für die aerodynamische Geschwindigkeit bei verschiedenen Werten dieser Geschwindigkeit mit Rücksicht auf den Fehler, mit dem die Messung des statischen Druckes behaftet ist, an. Dieser letztgenannte Fehler ist dabei stets durch eine Kurve wie die in Fig. 1 dargestellte gegeben. Die Kurvenschar der Fig. 4 kann aus der Kurve der Fig. 1 durch Anwendung der Gleichungen (2) und (3), welche die aerodynamische Geschwindigkeit und den dynamischen Überdruck miteinander verknüpfen, abgeleitet werden.

Die verbesserte Geschwindigkeitsmeßvorrichtung ist in F i g. 5 schematisch dargestellt. Es ist das obenerwähnte vereinfachte Ausführungsbeispiel gewählt worden, d. h., die Veränderungen des Fehlers als Funktion der Geschwindigkeit bei konstanter Machzahl sind vernachlässigt. Die Vorrichtung enthält ein Differentialgetriebe 62, dessen Eingangswelle 54 so angetrieben wird, daß die Winkellage diese Welle einer ersten Näherung der aerodynamischen Geschwindigkeit entspricht und daß dem Satellitenritzelgehäuse von dem Nocken 60 über den Arm 61 die korrigierenden Verdrehungen mitgeteilt werden. Die Ausgangswelle 63 gibt dann den korrigierten Wert der Geschwindigkeit an.

Hierzu wird die Eingangswelle 54 durch die Deformationen einer ersten Kapsel 50, die hier auf den dynamischen Überdruck anspricht, über einen Mechanismus mit einem Schwinghebel 51, einem Bimetallstab 52 und einem Arm 53 verdreht. Die Gleichungen (2) und (3) zeigen, daß die aerodynamische Geschwindigkeit eine Funktion des dynamischen Überdruckes ist. Um die Korrektur als Funktion der Machzahl einzuführen, wird die den Nocken 60 tragende Korrekturwelle 59 als Funktion der Machzahl durch die Deformationen der Kapsel 50 für den dynamischen Überdruck und die Deformationen einer zweiten Kapsel 57 für den statischen Druck verdreht. Zu diesem Zweck ist ein an der Welle 59 befestigter Stift 58 an dem oberen Ende eines Schwinghebels 56 angelenkt, der seinerseits wieder an der Kapsel 57 für den statischen Druck angelenkt ist. Der Verbindungspunkt zwischen dem Schwinghebel 56 und dem Stift 58 ist unter der Wirkung eines geeigneten, auf der Eingangswelle 54 befestigten und den Schwinghebel führenden Nockens 55 über die ganze Länge des Stiftes 58 verschiebbar. Diese Vorrichtung unterscheidet sich von der in F i g. 3 dargestellten nur dadurch, daß die Positionen der Kapsel für den statischen Druck und der Kapsel für den dynamischen Überdruck vertauscht sind. Bei einem Höhenmesser sollte also die Verdrehung der Eingangswelle eine Funktion des statischen Druckes sein, während im Gegensatz dazu bei der Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit die Drehung der Eingangswelle eine Funktion des dynamischen Überdruckes sein soll.

Wie bereits gesagt, enthält die in Fig. 5 dargestellte Vorrichtung keine Mittel zum Berücksichtigen der Veränderungen des Fehlers bei verschiedenen Geschwindigkeiten. Es ist jedoch möglich, die daraus resultierende Ungenauigkeit dadurch zu verringern, daß man den Nocken 60 so profiliert, daß er für eine gegebene Machzahl den Folgearm 61 entsprechend der durch den Schnittpunkt zwischen der Kurve für die gegebene Machzahl in F i g. 4 und der gestrichelt dargestellten Linie bestimmten Ordinate einstellt. Die Steilheit dieser Linie ist so gewählt, daß die Veränderung des Fehlers der Geschwindigkeit über den gesamten Bereich der Flugbedingungen auf ein Minimum reduziert wird, in dem durch die Geschwindigkeit und die Höhe die gegebene Machzahl verwirklicht werden kann. Bei diesem in F i g. 5 dargestellten vereinfachten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird also eine durchaus befriedigende Genauigkeit erreicht.

Gemäß den oben gegebenen Erläuterungen kann jedoch die Vorrichtung nach Fig. 5 mit dem Ziel einer wesentlich genaueren Anzeige der aerodynamischen Geschwindigkeit dadurch verändert werden, daß man den Nocken 60 durch einen Nocken mit veränderlicher Kontur, der dem Umfang und der Achse folgt, ersetzt, so daß die Veränderungen des Fehlers bei verschiedenen Weiten der aerodynamischen Geschwindigkeit und bei konstanter Machzahl berücksichtigt werden. Die axialen Verschiebungen dieses dreidimensionalen Nockens werden hier durch die Deformationen einer den dynamischen Überdruck messenden Kapsel gesteuert, die z. B. mit dem Ende der Korrekturwelle 59 verbunden ist. Die Kapsel könnte übrigens dieselbe wie die mit 57 bezeichnete Kapsel sein, die die Verdrehung der Korrekturwelle sichert.

Die Anordnung des Differentials und des Korrekturnockens (30 oder 60), durch den das Differential gesteuert wird, kann von der in den Fig. 3 und 5 gezeigten Anordnung abweichen. Es kann eine analoge Anordnung gewählt werden.

Darüber hinaus sind weitere Abwandlungen der vorstehend beschriebenen Vorrichtungen gemäß der Erfindung möglich. So kann die Erfindung statt mit mechanischen auch mit elektronischen Mitteln realisiert werden. Es würde dann ausreichen, durch die Manometerkapseln z.B. aus Potentiometern oder Synchros bestehende Signalgeneratoren zu betätigen, so daß ein erstes, dem aerodynamischen Faktor annähernd proportionales Signal sowie ein zweites Korrektursignal erzeugt werden, das dem Fehler dieses Faktors bei verschiedenen Machzahlen (und gegebenenfalls bei verschiedenen Werten des Faktors selbst) proportional ist. Das zweite Signal wird dann in einer Spannungs- oder Stromaddierschaltung zu dem ersten Signal addiert. Die Rolle der mechanischen Nocken könnte beispielsweise durch die Potentio-

meter übernommen werden, die dann entsprechende Kennlinien haben.

Claims (13)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Ermittlung von aerodynamischen Faktoren, z. B. in Luftfahrzeugen, die von der Messung des statischen Atmosphärendruckes abhängen, wie Höhe, Grad der Höhenänderung bzw. Vertikalgeschwindigkeit und Luftgeschwindigkeit, wobei die Wirkung von auf aerodynamische Erscheinungen zurückgehenden Fehlern bei dieser Messung eliminiert wird, mit einer Einrichtung zum Erzeugen einer ersten, den genannten Faktor darstellenden variablen Größe, die von dem fehlerhaften statischen Druck abgeleitet ist und einen ersten Nährungswert des genannten Faktors darstellt, und mit einer Anordnung zum Feststellen der Machzahl, gekennzeichnet durch eine Anordnung (30; 60), um aus der Feststellung der Machzahl eine zweite variable Große zu erzeugen, die den auf den Fehler bei der Messung des statischen Druckes zurückgehenden Fehler in dem genannten Faktor bei der gerade gemessenen Machzahl darstellt, und durch eine Differential- oder entsprechende Anordnung (32; 62), um algebraisch die zweite zu der ersten Größe zu addieren, um eine dritte variable Größe zu erzeugen, die den korrigierten Wert des genannten Faktors darstellt.

2. Vorrichtung nach Ansprach 1, dadurch gekennzeichnet, daß die genannten variablen Größen mechanische Drehungen sind und die Differentialanordnung ein mechanisches Differential, wie z. B. ein epizyklisches Getriebe (Umlaufgetriebe) ist.

3. Vorrichtung nach Ansprach 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung (30; 60), die die zweite variable Größe aus der Feststellung der Machzahl erzeugt, aus einem an sich bekannten Nocken besteht.

4. Vorrichtung nach Ansprach 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Nocken (30) eine mit dreidimensionalen Kontüren versehene wirksame Fläche besitzt, wobei die in einer ersten und zweiten Koordinatenrichtung liegenden Konturen die Wirkung von Fehlern bei einem konstanten Wert des Faktors für verschiedene Machzahlen darstellen und die in einer ersten und dritten Koordinatenrichtung liegenden Konturen die Wirkung von Fehlern bei einer konstanten Machzahl für verschiedene Werte des Faktors darstellen.

5. Vorrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß sie eine den statischen Druck anzeigende Manometerkapsel (12; 57), eine den Differentialdruck anzeigende Manometerkapsel (18; 50) und einen von beiden Kapseln betätigten Mechanismus zur Berechnung der Machzahl enthält.

6. Vorrichtung nach Ansprach 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Mechanismus zur Berechnung der Machzahl eine erste (16; 54) und eine zweite Welle (22; 59), Hebelwerke (13-14-15, 19-21; 51-52-53, 56-58) zur Verbindung der Kapsein mit jeweils einer Welle und zur Verdrehung der Wellen bei einer Deformation der entsprechenden Kapsel sowie einen auf einer (16; 54) der Wellen sitzenden Nocken (20; 55) umfaßt, der mit dem die andere Welle (22; 59) drehenden Hebelwerk zusammenarbeitet, um daß Ausmaß der Drehung dieser Welle entsprechend den Veränderungen der Machzahl bei Deformationen beider Kapseln anzupassen.

7. Vorrichtung nach den Ansprüchen 2, 3 und 5, gekennzeichnet durch einen Differentialmechanismus (32; 62) mit zwei drehbaren Eingangselementen (16, 43; 54, 62) und einem drehbaren Ausgangselement (34; 63), zwei den statischen Atmosphärendruck und die Differenz zwischen dem gesamten und dem statischen Atmosphärendruck messenden Manometerkapseln (12, 18; 57, 50), wobei die eine (12; 50) der Kapseln über ein Hebelwerk (13-15; 51-53) das eine Eingangselement (16; 54) bewegt, dessen Winkelstellung einen angenäherten Wert des Faktors darstellt, eine Korrekturwelle (22; 59) von beiden Kapseln über einen die Machzahl berechnenden Mechanismus drehbar ist, so daß die Winkelstellung der Korrekturwelle die Machzahl darstellt, und einen Nocken (30; 60) mit der Korrekturwelle und dem anderen Eingangselement (43; 62) zusammenarbeitet und so geformt ist, daß sie dem Eingangselement korrigierende Drehbewegungen proportional dem auf den Fehler im statischen Druck bei der augenblicklichen Machzahl zurückgehenden Fehler in dem Faktor erteilt, und das Ausgangselement (34; 63) des Differentials proportional dem korrigierten aerodynamischen Faktor verdreht wird.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7 zur Höhenmessung, dadurch gekennzeichnet, daß die eine Kapsel (12) den statischen Druck und die andere Kapsel (18) den Differentialdrack mißt.

9. Vorrichtung nach Ansprach 8, gekennzeichnet durch eine von dem Ausgangselement (34) angetriebene Anordnung, z. B. einen Tachometergenerator (44), die ein der Winkelgeschwindigkeit des Ausgangselementes proportionales Signal zur Anzeige des Maßes der Höhenänderung (vertikale Geschwindigkeitskomponente) erzeugt.

10. Vorrichtung nach Anspruch 7 zur Messung der aerodynamischen Geschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß die eine Kapsel (50) den Differentialdrack und die zweite Kapsel (57) den statischen Druck mißt.

11. Vorrichtung nach den Ansprüchen 7 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Nocken (30; 60) zur gemeinsamen Drehbewegung mit der Korrekturwelle (22; 49) verbunden ist und an seiner wirksamen Fläche ein Folgeglied (31; 61) führt, das mit dem anderen Eingangselement des Differentials verbunden ist.

12. Vorrichtung nach den Ansprüchen 6 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Mechanismus zur Berechnung der Machzahl ein mit der anderen Kapsel (18, 57) verbundenes Gelenkglied (19; 57) aufweist, das an einem von der Korrekturwelle (22; 59) vorstehenden Arm (21; 58) in einem auf diesem veränderbaren Punkt angelenkt ist, sowie einen auf dem ersten Eingangselement (16; 54) des Differentials befestigten und durch Deformation der ersten Kapsel (12; 50) verdrehbaren Nocken (20; 55), der auf das Gelenkglied (19; 57) einwirkt und den Drehpunkt zwischen dem Glied und dem Arm (21; 58) verändert.

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13. Vorrichtung nach den Ansprüchen 4 und 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, daß der dreidimensionale Steuerflächen aufweisende Nocken (30) entsprechend der Deformation der ersten Kapsel (12) oder einer anderen Kapsel (29), deren Deformationen denen der ersten Kapsel gleichen, relativ zu dem Folgeglied (31) axial verschiebbar ist.

In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Auslegeschrift Nr. 1076 981; britische Patentschriften Nr. 791876, 814 758.

Bei der Bekanntmachung der Anmeldung ist ein Prioritätsbeleg ausgelegt worden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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