DE1226332B - Vorrichtung zum Messen des wahren statischen Luftdruckes in dem von einem Flugzeug durch-flogenen Luftraum mit einer Sonde - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. CL:

GOIl

Deutsche KL: 42k-4

Nummer: 1226 332

Aktenzeichen: W 29944IX b/42 k

Anmeldetag: 6. Mai 1961

Auslegetag: 6. Oktober 1966

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Messen des wahren statischen Luftdruckes in dem von einem Flugzeug durchflogenen Luftraum mit einer Sonde, die außerhalb des Flugzeuges an einer Stelle konstanter statischer Druckabweichung angeordnet ist und im Bereich der Meßöffnungen ein aerodynamisches Strömungsprofil aufweist.

Bei bekannten Vorrichtungen dieser Art sind bei Flugzeugen mit Tragflügeln die Druckmeßstellen an konkaven und konvexen Stellen des Flügelprofils vorgesehen, und von einer durch den Tragflügel verlaufenden Verbindungsleitung von diesen beiden Druckmeßstellen wird der wahre statische Druck entnommen.

Diese zwangläufig mit teils konkavem, teils konvexem Profil versehene Ausführungsform hat fertigungtsechnische Nachteile und ist kompliziert in der Anlage und Herstellung. Ferner gibt diese Ausführung an dem Rumpf von Drehflügelflugzeugen keine zuverlässigen Ergebnisse, weil der Rumpf bei Drehflügelflugzeugen kein aerodynamisches Profil hat und solche Flugzeuge in allen Richtungen, also nicht nur vorwärts, fliegen.

Es ist ferner bekannt, die Sonde als Staurohr mit am Umfang des Rohrkörpers angeordneten Meßöffnungen auszubilden, wobei eine Membran von dem normalen, statischen Staudruckdifferential und eine zweite Membran lediglich durch unterschiedlichen Staudruck betätigt wird, wobei die Drücke von diametral um die Staudruckhauptöffnung angeordneten Öffnungen wahrgenommen werden. Diese Vorrichtung arbeitet nur bei einem Vorwärtsflug im wesentlichen entlang der Längsachse der Sonde.

Der Zweck der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine Sonde so auszuführen und anzuordnen, daß sie bei jeder Art von Flugzeug, Fortbewegungsrichtung und Steigungswinkel immer den wahren statischen Druck angibt. Dies wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß bei an sich bekannter Ausbildung der Sonde als Staurohr mit am Umfang des Rohrkörpers angeordneten Meßöffnungen der im Bereich der Meßöffnungen liegende Teil des Staurohres ein rotationssymmetrisches konvexes Strömungsprofil aufweist, welches so bemessen ist, daß es bei Anordnung der Sonde an einer Stelle konstanten statischen Überdruckes eine aerodynamische Druckminderung bewirkt, die den Überdruck genau kompensiert. Infolge dieses rotationssymmetrischen konvexen Strömungsprofils liegt immer die gleiche Anzahl von Meßöffnungen unter den gleichen Druckverhältaissen, so daß sich in jedem Fall der richtige statische Druck ergibt. Besonders wertvoll und wich-

Vorrichtung zum Messen des wahren statischen
Luftdruckes in dem von einem Flugzeug durchflogenen Luftraum mit einer Sonde

Anmelder:

Westland Aircraft Limited, Yeovil, Somerset
(Großbritannien)

Vertreter:

Dipl.-Ing. H. Begrich, Patentanwalt,
Regensburg, Lessingstr. 10

Als Erfinder benannt:

Reginald Gene Austin,

John Denman Sibley, Yeovil, Somerset

(Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 18. Juni 1960 (21488)

tig ist die Verwendung einer solchen Sonde bei Drehflügelflugzeugen, da sie von dem Profil des Flugzeugrumpfes vollkommen unabhängig ist und an einer Stelle angebracht werden kann, wo sich immer die gleichen Druckverhältnisse ergeben.

Gemäß weiterer Erfindung soll der rotationssymmetrische Teil des Staurohres im wesentlichen ellipsenförmig ausgebildet sein, weil diese Profilform aus Fertigungs- und Meßgründen die zweckmäßigste ist.

Nachstehend wird die Erfindung an Hand der Zeichnung näher erläutert.

F i g. 1 zeigt eine Druckmeß vorrichtung für ein Flugzeug, welche an einer vorn von dem Flugzeugrumpf vorstehenden Sonde befestigt ist;

F i g. 2 zeigt die Vorrichtung in größerem Maßstab;

609 669/200

F i g. 3 ist ein Schnitt nach der Linie ΠΙ-ΙΙΙ der Fig. 2;

F i g. 4 ist ein Schnitt nach der Linie IV-IV der Fig.3;

F i g. 5 ist ein vergrößerter Querschnitt nach der Linie V-V der Fig. 2;

F i g. 6 ist ein vergrößerter Querschnitt entlang der Linie VE-VI der F i g. 2;

Fig.7 ist ein Schnitt nach der Linie VII-VII der Fig. 6;

F i g. 8 ist ein vergrößerter Querschnitt nach der Linie VIII-VIII der F i g. 2;

F i g. 9 zeigt ein schematisches Diagramm von einem typischen Anschluß einer Vorrichtung für ein Flugzeug.

Das Staurohr 1 einer Vorrichtung zum Messen des wahren statischen Luftdruckes in dem von einem Flugzeug durchflogenen Luftraum besteht aus einem Halter 2, der an seinem einen Ende mit einem Ansatz 3 versehen ist. Das Staurohr 1 ist an dem vorderen Teil des Flugzeugrumpfes befestigt und steht von diesem vor. Ein Glied 4 mit einer Nase 5 ist an dem anderen Ende des Ansatzes 3 befestigt. Die Nase 5 ist mit drei oder mehr Öffnungen 6, 7 und 8 versehen, wobei die Öffnung 6 mit ihrer Mitte auf der Längsachse des Staurohres 1 liegt. Die Mittelachsen der beiden weiteren Öffnungen 7 und 8 sind um einen Winkel von etwa 40° gegenüber der Mittelachse des Staurohres 1 versetzt. An der Nase 5 ist in Verbindung mit den Öffnungen 6, 7 und 8 eine Mehrzahl von Rohren 9, 21 und 22 befestigt, wobei das Rohr 9 mit der Öffnung 6 und die Rohre 21 und 22 mit den Öffnungen 7 und 8 in Verbindung stehen. Die Rohre sind durch das Staurohr 1 zu einem äußeren Druckanschlußstück 10 geführt. Ein zwischen Ansatz 3 und Nase 5 vorgesehener Teil 11 bildet eine Kammer 13 und ist mit einer Mehrzahl von gleich weit entfernten Meßöffnungen 12 um seinen größten Umfang herum versehen. Das Druckanschlußstück 10 steht mit der Kammer 13 durch ein Druckrohr 14 in Verbindung, welches durch das Staurohr 1 geführt ist. Ein an der Nase 5 angeordnetes Heizelement 15 ist mit einer Heizspule 16 verbunden, und die Nase 5 trägt diese Heizspule 16 um ihren Umfang herum. An dem dem Staurohr 1 abgekehrten Ende ist die Nase 5mit Anschlußklemmen 17 und 18 für das Heizelement 15 für einen elektrischen Anschluß an eine Stromquelle mittels Kabel 19 und 20 versehen.

Ein Höhenmesser 23, ein Variometer 24, ein Staudruckmesser und zugeordnete, allgemein mit 25 bezeichnete Instrumente, ein Luftmeilenmesser 26 und ein allgemein mit 27 bezeichneter Gierungs- oder Steigungsmesser sind mit der Meßvorrichtung durch das äußere Druckanschlußstück 10 verbunden und sind so in dem Flugzeug angeordnet, daß sie leicht gesehen und abgelesen werden können.

Im Betrieb wird der Staudruck durch die Öffnung 6 und Rohr 9 wahrgenommen, während die Öffnungen? und 8 mit den Rohren 21 und 22 den Differentialgierungs- oder -Steigungsdruck je nach der Ausrichtung der Vorrichtung wahrnehmen und so verwendet werden können, daß sie den Gierungs- oder Steigungsmesser 27 überwachen. Der Teil 11 an dem Ansatz 3 ist ebenfalls auf der Nase 5 angeordnet und so geformt, daß sie einen statischen Druckausgleich bildet, wobei die Öffnungen 12 die Kammer 13 bei dem umgebenden statischen Druck halten. Der Staudruck und der Differentialgierungs- oder -steigungsdruck, die von der Ausrichtung der Vorrichtung abhängen, werden dem äußeren Druckanschlußstück 10 durch die Mehrzahl von Rohren 9, 21 und 22 mitgeteilt, während der umgebende statische Druck dem äußeren Druckanschlußstück 10 durch das Druckrohr mitgeteilt wird. Das Heizelement 15 und die Heizspule 16 wirken als thermische Enteisungsmittel. Der Teil 11 läßt sich leicht entfernen, um den abgedeckten Teil für Überwachungs- und Ausbesserungszwecke freilegen zu können.

Der Höhenmesser 23 und das Variometer 24 sprechen auf den umgebenden statischen Druck an und stehen mit dem Druckrohr 14 durch das äußere Druckanschlußstück 10 in Verbindung. Der Luftgeschwindigkeitsanzeiger 25 und der Luftmeilenanzeiger 26 sprechen auf den Unterschied zwischen dem umgebenden statischen Druck und den Staudruck an und sind zwischen Rohr 9 und Druckrohr 14 durch das äußere Druckanschlußstück 10 angeschlossen.

Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung hat die Abdeckung 11 im wesentlichen elliptische Form, wobei die kleinere Achse 78 mm und die größere Achse 147 mm beträgt.

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Messen des wahren statischen Luftdruckes in dem von einem Flugzeug durchflogenen Luftraum mit einer Sonde, die außerhalb des Flugzeuges an einer Stelle konstanter statischer Druckabweichung angeordnet ist und im Bereich der Meßöffnungen ein aerodynamisches Strömungsprofil aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß bei an sich bekannter Ausbildung der Sonde als Staurohr (1) mit am Umfang des Rohrkörpers angeordneten Meßöffnungen (12) der im Bereich der Meßöffnungen (12) liegende Teil (11) des Staurohres ein rotationssymmetrisches konvexes Strömungsprofil aufweist, welches so bemessen ist, daß es bei Anordnung der Sonde an einer Stelle konstanten statischen Überdruckes eine aerodynamische Druckminderung bewirkt, die den Überdruck genau kompensiert.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der rotationssymmetrische Teil

(11) des Staurohres im wesentlichen ellipsenförmig ausgebildet ist.

3. Vorrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der rotationssymmetrische Teil (11) des Staurohres ein solches Profil hat, daß das Verhältnis der Druckdifferenz zwischen den örtlichen und frei strömenden statischen Drücken gegenüber sowohl der Reynoldszahl als auch der Strömungsrichtung verhältnismäßig unempfindlich ist, wenn sie in einer Strömung mit einem Druckgefälle kleiner als der Freistromwert wahrgenommen werden.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß sie einen Halter (2) mit einem dem Teil (11) zugekehrten Ansatz (3) aufweist, an welchem eine den vorderen Teil des rotationssymmetrischen Teiles (11) bildende Nase (5) mit mindestens drei Öffnungen (6,7, 8) be-

festigt und zwischen Nase (5) und Ansatz (3) der rotationssymmetrische Teil (11) mit einer inneren Kammer (13) angeordnet ist und an die öffnungen (6,7, 8) in der Nase (5) angeschlossene Rohre (9,21,22) und ein mit der Kammer (13) in Verbindung stehendes Druckrohr (14) durch den Ansatz (3) und den Halter (2) zu einem äußeren Druckanschlußglied (10) geführt sind.

In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 700 614; USA.-Patentschrift Nr. 2 237 306.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

609 669/200 9.66 © Bundesdruckerei Berlin