DE1274354B

DE1274354B - Device for measuring the angle of attack of an aircraft wing

Info

Publication number: DE1274354B
Application number: DEM56642A
Authority: DE
Inventors: Valley Cottage; Allan Burnett Heinsohn
Original assignee: MONITAIR CORP
Current assignee: MONITAIR CORP
Priority date: 1962-05-02
Filing date: 1963-04-29
Publication date: 1968-08-01

Description

Vorrichtung zum Messen des Anstellwinkels einer Flugzeugtragfläche Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Messen des Anstellwinkels einer Flugzeugtragfläche im Luftstrom mit einer Windfahne, deren Drehachse parallel oder mit einer Komponente zur Flugzeugquerachse gelagert und mit einer Anzeigeeinrichtung verbunden ist.Device for measuring the angle of attack of an aircraft wing The invention relates to a device for measuring the angle of attack of an aircraft wing in the air flow with a wind vane, whose axis of rotation is parallel or with a component is mounted to the aircraft transverse axis and connected to a display device.

Zur Beurteilung des Flugzustandes von Flugzeugen ist es außerordentlich wichtig für den Piloten, jederzeit zu wissen, welchen Winkel die Tragflächen des Flugzeuges mit der anströmenden Luft einschließen. It is extraordinary for assessing the flight condition of aircraft It is important for the pilot to know at all times what angle the wings of the Enclose the aircraft with the incoming air.

Dieser Winkel wird als Anstellwinkel bezeichnet. Er darf niemals einen kritischen Wert überschreiten, bei dem der Auftrieb so stark abfällt, daß das Flugzeug durchsackt. Die Kenntnis des tatsächlichen Anstellwinkels ist jedoch nicht nur nötig, um ein Durchsacken des Flugzeuges zu verhindern, sondern auch um zu gewährleisten, daß das Flugzeug jederzeit die optimale Lage für irgendein Manöver einnimmt, etwa zum Starten, Steigen, Landen, zum Einhalten der wirtschaftlichsten Reisegeschwindigkeit und bei der Höchstgeschwindigkeit usw.This angle is known as the angle of attack. He's never allowed to exceed the critical value at which the lift drops so sharply that the aircraft sags. However, knowing the actual angle of attack is not only necessary to prevent the aircraft from sagging, but also to ensure that the aircraft is always in the optimal position for any maneuver, for example for taking off, climbing, landing, keeping the most economical cruising speed and at top speed etc.

Es sind bereits Vorrichtungen bekanntgeworden, die den Piloten warnen, wenn ein Durchsacken droht, diese Vorrichtungen ermöglichen jedoch keine befriedigende Messung des Anstellwinkels der Tragflächen im vollen Bereich der Fluglagen vom höchstmöglichen Anstellwinkel im Bereich des Durchsackens bis zum kleinstmöglichen Anstellwinkel für die höchsten Reisegeschwindigkeiten. Devices have already become known that warn the pilot however, when there is a risk of sagging, these devices do not provide a satisfactory one Measurement of the angle of attack of the wings in the full range of the flight attitudes from the highest possible Angle of attack in the area of sagging down to the smallest possible angle of attack for the highest travel speeds.

Es ist bereits ein Steig- bzw. Sinkwinkelmesser für Flugzeuge bekannt mit einem im Raum festgehaltenen Zeiger, der mit einer vom Fahrtwind beeinflußten Skala derart zusammenwirkt, daß durch deren relative Lage zueinander der jeweilige Steig- oder Sinkwinkel angezeigt wird. Bei dieser bekannten Vorrichtung ist zwar auch eine Windfahne vorgesehen, diese befindet sich jedoch an einer Stelle, die von der unmittelbaren Tragflächenströmung nicht beeinflußt ist, so daß sie sich also in Richtung des Fahrtwindes einstellt. Mit einer derartigen Vorrichtung ist die Messung des Anstellwinkels eines Flugzeuges nicht möglich. A climb and descent angle meter for aircraft is already known with a pointer held in the room, which was influenced by the wind Scale interacts in such a way that the respective Ascent or descent angle is displayed. In this known device, it is true a wind vane is also provided, but this is located at a point that is not affected by the immediate wing flow, so that it is so adjusts in the direction of the airstream. With such a device is the measurement of the angle of attack of an aircraft is not possible.

Es ist bereits bekannt, den Anstellwinkel einer Tragfläche mittels einer exzentrisch gelagerten Windfahne zu messen. Ein wesentliches Problem bei der Messung des Anstellwinkels liegt darin, daß dieser sich in den normalen Reisefluglagen nur innerhalb eines sehr kleinen Bereiches ändert, der normalerweise nur zwischen 12 und 130 liegt. Dieser Bereich ist für genaue Anzeigen zu klein, insbesondere im Bereich der kleinen Anstellwinkel beim Fliegen mit hoher Geschwindigkeit. Um diesen Nachteil zu vermeiden, wird bei einer bekannten Vorrichtung zur Spreizung der Anzeige ein Übersetzungsgetriebe hinzugefügt. It is already known to use the angle of attack of a wing to measure an eccentrically mounted wind vane. A major problem with the Measurement of the angle of attack is based on the fact that this is in normal cruising flights changes only within a very small range, which is usually only between 12 and 130. This area is too small for accurate readings, especially in the area of small angles of attack when flying at high speed. Around to avoid this disadvantage, is in a known device for spreading added a transmission gear to the display.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zum Messen des Anstellwinkels zu schaffen, die eine genaue Messung desselben über einen weiten Bereich ermöglicht, ohne ein Obersetzungsgetriebe zu erfordern. The invention is based on the object of a device for measuring of the angle of attack to provide an accurate measurement of the same over a wide area Range made possible without requiring a reduction gear.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Drehachse der Windfahne mit Abstand von der Vorderkante der Tragfläche so angeordnet ist, daß sich die Windfahne in einem Strömungsbereich der Tragfläche befindet, in dem der Luftstrom bei kleinem Anstellwinkel über eine Oberfläche und bei großem Anstellwinkel über die andere Oberfläche der Tragfläche verläuft. According to the invention, this object is achieved in that the axis of rotation the wind vane is arranged at a distance from the leading edge of the wing in such a way that that the wind vane is located in a flow area of the wing in which the airflow at a small angle of attack over a surface and at a large angle of attack runs over the other surface of the wing.

Nach einer Weiterbildung liegt die Drehachse der Windfahne vor dieser. Nach weiteren Ausbildungen liegt die Drehachse der Windfahne vor oder unterhalb der Vorderkante der Tragfläche. According to a further development, the axis of rotation of the wind vane lies in front of it. According to further training, the axis of rotation of the wind vane is in front of or below the leading edge of the wing.

Eine besonders günstige Anordnung ist darin zu sehen, daß die Drehachse der Windfahne etwa um sechs Prozent der Länge der mittleren aerodynamischen Sehne der Tragfläche vor der Vorderkante der Tragfläche liegt. A particularly favorable arrangement can be seen in the fact that the axis of rotation the wind vane by about six percent of the length of the middle aerodynamic chord of the wing is in front of the leading edge of the wing.

Eine weitere günstige Anordnung besteht darin, daß die Drehachse der Windfahne etwa um 2 0/o der Länge der mittleren aerodynamischen Sehne der Tragfläche unterhalb der Vorderkante der Tragfläche liegt. Another favorable arrangement is that the axis of rotation the wind vane by about 20 / o the length of the mean aerodynamic chord of the wing is below the leading edge of the wing.

Bei allen Ausführungsformen ist die Windfahne vorzugsweise in bezug auf ihre Drehachse durch ein Gegengewicht ausgewuchtet. In all embodiments, the wind vane is preferably related balanced on its axis of rotation by a counterweight.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand schematischer Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel näher erläutert. Es zeigt Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer speziellen Ausführungsform der Windfahne und der Trageinrichtung dafür, Fig.2 eine Seitenansicht der Vorrichtung nach Fig. 1 in Verbindung mit einer Flugzeugtragfläche, F i g. 3 und 4 schematische Ansichten einer Tragfläche mit einer beschriebenen Vorrichtung, wobei die Tragfläche in unterschiedlichen Anstellwinkeln dargestellt ist, Fig. 5 eine schematische Ansicht einer Trageinrichtung für die Windfahne, wobei eine Möglichkeit veranschaulicht ist, in der ein Signal über die Lage der Windfahne erzeugt werden kann, F i g. 6 eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen Änderungen im tatsächlichen Anstellwinkel und Änderungen in der Lage der Windfahne bei einem bestimmten Anwendungsfall. The invention is described below with reference to schematic drawings explained in more detail using an exemplary embodiment. 1 shows a perspective View of a special embodiment of the wind vane and the support device for it, 2 shows a side view of the device according to FIG. 1 in connection with an aircraft wing, F i g. 3 and 4 are schematic views of a wing with a device described, the wing being shown at different angles of attack, FIG. 5 a schematic view of a support device for the wind vane, one possibility is illustrated, in which a signal about the position of the wind vane are generated can, F i g. 6 is a graph showing the relationship between changes in actual angle of attack and changes in the position of the wind vane at a given Use case.

Es wird zunächst auf F i g. 3 und 4 Bezug genommen. Dort ist eine mit 2 bezeichnete Flugzeugtragfläche gezeigt, und die darauf dargestellte Linie 4 ist ihre mittlere aerodynamische Sehne. Die anströmende Luft, durch die die Tragfläche 2 stößt, wenn das Flugzeug fliegt, ist durch Linien 6 dargestellt, und die vordere Kante der Tragfläche 2 ist mit dem Bezugszeichen 8 bezeichnet. Die anströmende Luft 6 im Bereich weit vor der Tragfläche 2 ist so dargestellt, daß sie sich relativ zur Tragfläche in horizontaler Richtung bewegt. Wenn die Tragfläche 2 auf den Luftstrom 6 auftrifft, wird dieser in zwei Teile 6 a und 6 b aufgeteilt, die über die Oberseite 10 bzw. Unterseite 12 der Tragfläche 2 weiterfließen. Unmittelbar vor der Vorderkante 8 befindet sich ein mit dem Bezugszeichnen 14 bezeichneter Bereich, in dem der Luftstrom 6 in die beiden Teile 6 a und 6 b aufgeteilt wird, und dieser Bereich wird hier als Luftstrom-Ablenkungsbereich bezeichnet. Der Anstellwinkel der Tragfläche 2 ist als der Winkel zwischen der mittleren aerodynamischen Sehne 4 und der Richtung der relativen Luftströmung definiert, d. h. der Bewegungsrichtung der Luftströmung 6 relativ zur Tragfläche 2. It is first referred to FIG. 3 and 4 are referred to. There is one there shown with 2 designated aircraft wing, and the line shown thereon 4 is its median aerodynamic tendon. The incoming air through which the wing 2 butts when the aircraft is flying is represented by lines 6, and the front one The edge of the wing 2 is denoted by the reference number 8. The incoming air 6 in the area far in front of the wing 2 is shown so that it is relatively moved to the wing in the horizontal direction. When the wing 2 on the airflow 6 occurs, it is divided into two parts 6 a and 6 b, which are over the top 10 or lower side 12 of the wing 2 continue to flow. Immediately before the leading edge 8 is a designated by the reference numeral 14 area in which the air flow 6 is divided into the two parts 6 a and 6 b, and this area is here referred to as the airflow deflection area. The angle of attack of the wing 2 is as the angle between the mean aerodynamic chord 4 and the direction of the relative air flow defined, d. H. the direction of movement of the air flow 6 relative to the wing 2.

In F i g. 3 ist die Lage der Tragfläche 2 so, daß sie sich in einem sehr kleinen Anstellwinkel, etwa 20, befindet. In F i g. 2 ist die Tragfläche 2 unter einem größeren Anstellwinkel dargestellt, etwa 150.In Fig. 3 is the position of the wing 2 so that it is in one very small angle of attack, around 20. In Fig. 2 is the wing 2 shown at a larger angle of attack, about 150.

Wird jetzt ein Punkt 16 im Luftstrom-Ablenkungsbereich 14 betrachtet, der vor und etwas unterhalb der Vorderkante 8 der Tragfläche 2 liegt, wird beim Vergleich der F i g. 3 und 4 erkennbar, daß bei kleinem Anstellwinkel (F i g. 3) der Punkt 16 sich effektiv im unteren Luftstromweg 6b befindet, während bei großem Anstellwinkel (Fig. 4) der Punkt 16 effektiv im oberen Luftstromweg 6 a liegt. Die tatsächliche Richtung des Luftstromes im Punkt 16 wird durch die Linie 18 dargestellt, an der eine schematisch angedeutete Windfahne 20 befestigt ist, während die Linie 22 schematisch ein Halteglied darstellt, welches an der Tragfläche 2 befestigt ist und aus dieser hervorsteht. Aus einem Vergleich der Fig.3 und 4 ergibt sich, daß trotz der verhältnismäßig kleinen Differenz von 130 des Anstellwinkels in diesen beiden Figuren die Lage der Linie 18 relativ zur Linie 22 die mehrfache Differenz zeigt, im dargestellten Ausführungsbeispiel etwa 600. Da die Linie 18 die Richtung der Luftströmung im Punkt 16 darstellt und die Linie 18 als effektiv um den Punkt 16 schwenkend dargestellt ist, ergibt sich, daß der Schwenkweg der Linie 18 zwischen den beiden in Fig. 3 und 4 dargestellten Lagen das Vielfache der tatsächlichen Änderung des Anstellwinkels beträgt. If a point 16 in the airflow deflection area 14 is now considered, which is in front of and slightly below the leading edge 8 of the wing 2 is when Comparison of the F i g. 3 and 4 it can be seen that with a small angle of attack (Fig. 3) the point 16 is effectively in the lower airflow path 6b, while at large Angle of attack (Fig. 4) the point 16 is effectively in the upper air flow path 6 a. the actual direction of the air flow at point 16 is shown by line 18, to which a schematically indicated wind vane 20 is attached, while the line 22 schematically shows a holding member which is fastened to the wing 2 and protrudes from this. A comparison of FIGS. 3 and 4 shows that despite the relatively small difference of 130 in the angle of attack in these In both figures, the position of line 18 relative to line 22 is a multiple of the difference shows, in the illustrated embodiment, about 600. Since the line 18 the direction represents the air flow at point 16 and line 18 as being effective around the point 16 is shown pivoting, it follows that the pivoting path of the line 18 between the two positions shown in Fig. 3 and 4, the multiple of the actual change of the angle of attack is.

Es besteht eine feste Beziehung zwischen den Anstellwinkeln und der - Richtung der- Luftströmung im Punkt 16. Wenn also die Richtung des Luftstromes im Punkt 16 festgestellt wird, kann ein Signal erzeugt werden, das den Anstellwinkel angibt, so daß ein geeignetes Anzeigeinstrument in der FIugzeugkanzel betätigt werden kann. Es ist ohne weiteres erkennbar, daß das so erzeugte Signal einen größerer Variationsbereich hat als den der tatsächlichen Änderung im Anstellwinkel, so daß die Empfindlichkeit und Zuverlässigkeit des Abtast- und Anzeigesystems wesentlich verbessert wird.There is a fixed relationship between the angles of attack and the - Direction of the air flow in point 16. So if the direction of the air flow is determined at point 16, a signal can be generated that the angle of attack indicates, so that a suitable display instrument in the aircraft cockpit can be operated can. It can be seen without further ado that the signal generated in this way is a larger one Range of variation has as that of the actual change in the angle of attack, so that the sensitivity and reliability of the scanning and display system is essential is improved.

In Fig. 1, 2 und 5 ist ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Eine Windfahne 20a ist am Ende eines Armes 18 a angebracht, und der Arm ist an einer Welle 24 befestigt, die drehbar in irgendeiner geeigneten Weise, z. B. mittels Kugellagern 26, drehbar in einem Gehäuse 28 gelagert ist, dessen Außenform selbstverständlich aus aerodynamischen Gründen stromlinienförmig gestaltet sein kann. Ein Gegengewicht 30 kann auf der Welle 24 im Gehäuse 28 gegenüber dem Arm 18 a und der Windfahne 20 a angebracht sein. Eine Strebe 22 a verbindet das Gehäuse 28 mit einer Befestigungsplatte 31, die so ausgebildet ist, daß sie in geeigneter Weise, beispielsweise durch Schweißen oder Nieten, an der Außenhaut der Tragfläche 2 befestigt werden kann. Die Anordnung ist so getroffen, daß die Welle 24, welche die Achse definiert, um die die Windfahne 20 a und der Arm 18 a relativ zum Gehäuse 28 schwenken können, vor der Windfahne 20 a und vor und unter der Vorderkante 8 der Tragfläche 2 liegt, so daß die Welle 24 dem Punkt 16 in Fig. 3 und 4 entspricht. Wenn auch die genaue Lage der Welle 24 mit Bezug auf die Tragfläche 2 von Anlage zu Anlage und von einem Flugzeugtyp zum anderen etwas variieren kann, so ist es doch erforderlich, wenn die gewünschte Vergrößerung des Anstellwinkels erreicht werden soll, daß sie im Luftstrom-Ablenkungsbereich 14 liegt. Die Welle 24 ist um 6t/o der Länge der mittleren aerodynamischen Sehne 4 vor der Vorderkante 8 angeordnet und liegt um einen Abstand in der Größenordnung von 2 "/o der Länge der mittleren aerodynamischen Sehne 4 unterhalb der Verlängerung derselben. In Figs. 1, 2 and 5 is a preferred embodiment of the invention shown. A wind vane 20a is attached to the end of an arm 18 a, and the Arm is attached to a shaft 24 which is rotatable in any suitable manner, z. B. by means of ball bearings 26, is rotatably mounted in a housing 28, the outer shape of which naturally be streamlined for aerodynamic reasons can. A counterweight 30 can be mounted on the shaft 24 in the housing 28 opposite the arm 18 a and the wind vane 20 a be attached. A strut 22 a connects the housing 28 with a mounting plate 31 which is designed so that they are in a suitable Way, for example by welding or riveting, on the outer skin of the wing 2 can be attached. The arrangement is made so that the shaft 24, which defines the axis around which the wind vane 20 a and the arm 18 a relative to the housing 28 can pivot, in front of the wind vane 20 a and in front of and under the front edge 8 the wing 2 is so that the shaft 24 corresponds to the point 16 in FIGS. Even if the exact position of the shaft 24 with respect to the wing 2 of the plant may vary somewhat from one type of aircraft to another, so it is but necessary when the desired increase in the angle of attack is achieved should be that it lies in the airflow deflection area 14. The shaft 24 is over 6t / o the length of the middle aerodynamic chord 4 in front of the leading edge 8 and is a distance on the order of 2 "/ o the length of the middle aerodynamic tendon 4 below the extension of the same.

Das Gehäuse 28 enthält Mittel zur Feststellung der Schwenklage des Armes 18 a und der Windfahne 20 a mit Bezug auf das Gehäuse 28, durch die ein entsprechendes Signal in das Innere des Flugzeuges gegeben wird, wo dieses Signal zur Betätigung eines Anzeigeinstruments verwendet werden kann. Das Signal kann sowohl mechanisch als auch elektrisch sein. Ein elektrisches Signal wird wegen der leichten Obertragungsmöglichkeit bevorzugt. Zu diesem Zweck ist, wie in F i g. 5 schematisch angedeutet, ein mit 32 bezeichnetes Potentiometer im Gehäuse 28 angeordnet, und die Welle 24 ist mit einer Bürste 34 ausgestattet, die längs des elektrisch aktiven Elements 36 des Potentiometers 32 verschiebbar ist, während elektrische Leitungen 38 von der Bürste 34 und dem elektrisch aktiven Element 36 ausgehen und durch eine Öffnung 40 in der Strebe 22 a in das Innere des Flugzeuges führen. Die Leitungen 38 reichen zu einem elektrischen Anzeigesystem mit einer Spannungsquelle und einem Anzeigeinstrument, z. B. einem Galvanometer, wobei die Nadel des Galvanometers entsprechend der Schwenklage des Armes 18 a und der Windfahne 20 a eingestellt wird. The housing 28 contains means for determining the pivot position of the Arm 18 a and the wind vane 20 a with respect to the housing 28, through which a corresponding Signal is given into the interior of the aircraft, where this signal is to be actuated an indicating instrument can be used. The signal can be both mechanical as well as being electric. An electrical signal is used because of its ease of transmission preferred. For this purpose, as shown in FIG. 5 indicated schematically, a with 32 designated potentiometer arranged in the housing 28, and the Shaft 24 is equipped with a brush 34, which runs along the electrically active Element 36 of the potentiometer 32 is displaceable while electrical lines 38 proceed from the brush 34 and the electrically active element 36 and by a Lead opening 40 in the strut 22 a into the interior of the aircraft. The lines 38 suffice for an electrical display system with a voltage source and a Display instrument, e.g. B. a galvanometer, the needle of the galvanometer accordingly the pivot position of the arm 18 a and the wind vane 20 a is set.

Die Vorteile der beschriebenen Vorrichtung ergeben sich aus den graphischen Darstellungen in F i g. 6, in denen Versuchsergebnisse mit einem Flugzeug vom Typ »Beach Bonanza« mit einem Fluggewicht von 1,18 Tonnen, das mit einer erfindungsgemäßen Vorrichtung ausgestattet war, dargestellt sind. Die Abszisse stellt die angezeigte Luftgeschwindigkeit in Meilen pro Stunde dar, die Ordinate ist in Winkelgrade geteilt. Die Kurve 42 stellt den tatsächlichen Anstellwinkel der Tragfläche mit Klappen nach oben für verschiedene Geschwindigkeiten dar, ausgehend von der Durchsackgeschwindigkeit von etwa 62 mph bis zu einer Höchstgeschwindigkeit von etwa 145 mph. The advantages of the device described result from the graphic Representations in FIG. 6, in which test results with an aircraft of the type "Beach Bonanza" with an all-up weight of 1.18 tons, the one according to the invention Device was equipped, are shown. The abscissa represents the displayed one Air speed in miles per hour, the ordinate is divided into degrees. The curve 42 simulates the actual angle of attack of the wing with flaps above for different speeds, based on the sagging speed from about 62 mph to a top speed of about 145 mph.

Die Kurve 44 stellt die Schwenklage der Arme 18 a und der Windfahne 20a für verschiedene Luftgeschwindigkeiten des Flugzeuges mit Klappen nach oben dar, und Kurve 46 stellt die Flügellagen mit Klappen nach unten dar. Verschiedene Betriebsbedingungen sind in der Darstellung speziell bezeichnet. The curve 44 represents the pivot position of the arms 18 a and the wind vane 20a for different air speeds of the aircraft with flaps upwards and curve 46 shows the wing plies with flaps down. Various Operating conditions are specially marked in the illustration.

Wenn auch die Gesamtveränderung des Anstellwinkels gemäß Fig.6 nur 120 mit Klappen nach oben beträgt, beträgt der entsprechende Bewegungsbereich der Windfahne 20a etwa 600, so daß sich eine Gesamtvergrößerung entsprechend einem Faktor 5 ergibt. Allein daraus ergibt sich bereits der Wert der beschriebenen Vorrichtung. Even if the total change in the angle of attack according to Fig. 6 only 120 with flaps up, the corresponding range of motion is Wind vane 20a about 600, so that there is a total magnification corresponding to a factor 5 results. The value of the device described results from this alone.

Es ist ferner zu erwähnen, daß sich die Gesamtvariation des tatsächlichen Anstellwinkels hauptsächlich durch die Anderung im Bereich kleiner Geschwindigkeiten in der Nähe des Durchsackpunktes ergeben, während im Bereich der Reisegeschwindigkeiten zwischen etwa 100 mph und 140 mph der Anstellwinkel sich nur um etwa 5° ändert. Im gleichen Bereich bewegt sich die Windfahne 20 etwa um 250 Bei einem normalen Flugzeug ergibt sich bei einem Unterschied von 1 mph eine Änderung im Anstellwinkel von etwa 0,10. Dadurch würde sich ein unbefriedigend kleines Signal ergeben, wenn der Anstellwinkel direkt gemessen werden soll. Durch die beschriebene Anordnung der Windfahne 20 a wird die Bewegung derselben jedoch so stark vergrößert, daß ein wirklich brauchbares Signal erzeugt wird. Die Tafel in F i g. 6 rechts oben zeigt bei vier verschiedenen Anstellwinkeln mit entsprechenden angezeigten Luftgeschwindigkeiten den Faktor, um den die Bewegung der Windfahne 20a größer ist als die Änderung im tatsächlichen Anstellwinkel (Winkelvergrößerung), und für jeden dieser Punkte ist der Betrag angegeben, um den sich die Winkellage der Windfahne 20a bei einer Änderung der angezeigten Luftgeschwindigkeit um 1 Meile pro Stunde ändert (Flügelgrad pro mph). Es ist erwähnenswert, daß sich die stärkere Winkelvergrößerung bei den höheren Geschwindigkeiten ergibt, wo eine solche Vergröße- rung am stärksten benötigt wird, weil sich hier nur kleine Änderungen im tatsächlichen Anstellwinkel ergeben. It should also be mentioned that the overall variation is the actual Angle of attack mainly due to the change in the range of low speeds near the sag point, while in the cruising speed range between about 100 mph and 140 mph the angle of attack only changes by about 5 °. In the same area, the wind vane 20 moves about 250 with a normal one Aircraft there is a change in the angle of attack with a difference of 1 mph of about 0.10. This would result in an unsatisfactorily small signal if the angle of attack is to be measured directly. By the arrangement described the wind vane 20 a, however, the movement of the same is increased so much that a really usable signal is generated. The board in FIG. 6 shows at the top right at four different angles of attack with corresponding displayed air velocities the factor by which the movement of the wind vane 20a is greater than the change in actual angle of attack (angular magnification), and for each of these points is the amount indicated by which the angular position of the wind vane 20a changes in the event of a change the displayed air speed changes by 1 mile per hour (wing degrees per mph). It is worth noting that the greater the angular magnification, the higher the higher Speeds where such a magnification tion is most needed, because there are only small changes in the actual angle of attack.

Selbstverständlich kann die Art der dem Piloten gegebenen Anzeige über die Feststellung der Lage der Windfahne 20a von beliebiger Art sein. Vorzugsweise soll sie jedoch quantitativ sein, entweder als Anzeige über den tatsächlichen Anstellwinkel oder als Anzeige über bestimmte Manöverarten (wie durch einige Angaben in F i g. 6 angedeutet). Die Anzeige kann jedoch auch durch Betätigung eines sichtbaren und/oder hörbaren Alarms erfolgen, wenn sich ein bestimmter Zustand einstellt, beispielsweise Annäherung an den Durchsackpunkt. Of course, the type of indication given to the pilot be of any type via the determination of the position of the wind vane 20a. Preferably however, it should be quantitative, either as an indication of the actual angle of attack or as a display of certain types of maneuvers (as indicated by some information in FIG. 6 indicated). However, the display can also be activated by pressing a visible and / or audible alarm occurs when a certain condition occurs, for example Approaching the sagging point.

Die genaue Beziehung zwischen Anstellwinkel und der Schwenklage der Windfahne 20a kann sich von Flugzeug zu Flugzeug ändern, und dementsprechend ergeben sich Unterschiede in der genauen Lage der Welle 24. Normalerweise wird jedoch die Anordnung für alle Flugzeuge eines Typs die gleiche sein, und wenn einmal die Beziehung zwischen der Lage der Windfahne und dem Anstellwinkel empirisch für eine bestimmte Anordnung kalibriert ist, können beschriebene Vorrichtungen in gleichartigen Anlagen ohne weiteres verwendet und zwecks solcher Verwendung in Serienproduktion gegeben werden. The exact relationship between the angle of attack and the swivel position of the Wind vane 20a can change from aircraft to aircraft and result accordingly there are differences in the exact location of the shaft 24. Usually, however, the Arrangement for all aircraft of one type will be the same, and once the relationship between the position of the wind vane and the angle of attack empirically for a certain Arrangement is calibrated, described devices can be used in similar systems readily used and mass-produced for such use will.

Durch die beschriebene Vorrichtung wird eine genaue Bestimmung des Anstellwinkels eines Flugzeuges im Flug in kontinuierlicher Weise möglich, und eine entsprechende Information kann dem Piloten mit sehr hoher Empfindlichkeit und sehr hoher Zuverlässigkeit übermittelt werden. Der benötigte apparative Aufwand ist einfach, kompakt und beeinflußt weder das Aussehen noch die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges, an dem die Anordnung befestigt ist, in merkbarer Weise. The device described enables an accurate determination of the Angle of attack of an aircraft in flight possible in a continuous manner, and one Corresponding information can be given to the pilot with very high sensitivity and very are transmitted with high reliability. The equipment required is simple, compact and does not affect the appearance or the aerodynamic properties of the aircraft to which the assembly is attached, in a noticeable manner.

Claims

Claims: 1. Device for measuring the angle of attack of a Airplane wing in the air flow with a wind vane whose axis of rotation is parallel or mounted with a component to the aircraft transverse axis and with a display device is connected, characterized in that the axis of rotation (24) of the wind vane (20a) at a distance from the leading edge (8) of the wing (2) is arranged so that the wind vane (20a) is located in a flow area of the wing (2) in which the airflow at a small angle of attack over a surface and at a large angle of attack runs over the other surface of the wing (2).

2. Apparatus according to claim 1, characterized in that the axis of rotation (24) the wind vane (20 a) is arranged in front of this.

3. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the axis of rotation (24) of the wind vane (20a) below the leading edge (8) of the wing (2) is located.

4. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the axis of rotation (24) of the wind vane (20a) in front of the leading edge (8) of the wing (2) lies.

5. Apparatus according to claim 4, characterized in that the axis of rotation (24) of the wind vane (20a) by about 6 O / o the length of the middle one aerodynamic The tendon of the wing (2) lies in front of the leading edge (8) of the wing (2).

6. Device according to claims 1 to 3, characterized in that that the axis of rotation (24) of the wind vane (20a) is about 2e / o the length of the middle aerodynamic tendon of the wing (2) below the leading edge (8) of the wing (2) lies.

7. Device according to claims 1 to 6, characterized in that that the wind vane (20 a) with respect to its axis of rotation (2Q) by a counterweight (30) is balanced.

Publications considered: Austrian patent specification No. 85,263; British Patent No. 560,019; U.S. Patent Nos. 2445746,2888827; Aviation Week and Space Technology 76, 1962, no.

8, p. 84.