DE1297921B

DE1297921B - Pitot-Staudrucksonde

Info

Publication number: DE1297921B
Application number: DES102552A
Authority: DE
Inventors: Long Terence Gotherington; Newport Stanley Bernard Kings
Original assignee: Smiths Group PLC
Current assignee: Smiths Group PLC
Priority date: 1965-03-17
Filing date: 1966-03-16
Publication date: 1969-06-19
Also published as: US3400583A; SE331601B

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf Pitot-Staudruck- Die Erfindung wird nunmehr an Hand der sie bei-

sonden zur Verwendung über einen von Unter- bis spielsweise wiedergebenden Zeichnung ausführlicher

Überschall reichenden Bereich von Fluggeschwindig- beschrieben, und zwar zeigt bzw. zeigen

keiten, wobei sich der Querschnitt der Sonde über Fig. 1 und 2 jeweils einen Längsschnitt und eine ein Zwischenteilstück ihrer Länge, welches zylin- 5 Seitenansicht der Pitot-Staudrucksonde am Bug

drische Vorder- und Hauptkörperteilstücke unter- eines Luftfahrzeugs,

schiedlichen Durchmessers miteinander verbindet, Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie III-III der

ändert und wobei eine oder mehrere FühleröfEnungen Fi g. 2, während

für den statischen Druck, die von einer Staudruck- Fig. 4 die Änderung des Fehler-Koeffizienten des Fühleröffnung am vorderen Ende der Sonde in Ab- io statischen Drucks mit der Fluggeschwindigkeit bei

stand angeordnet sind, im oder dicht am Zwischen- verschiedenen Abständen vor dem Luftfahrzeug

teilstück zur Verwendung über den genannten Flug- wiedergibt,

geschwindigkeitsbereich hinweg angeordnet sind. Gemäß den Fig. 1 bis 3 hat die Pitot-Staudruck-

Bekannte Ausführungsformen von Pitot-Staudruck- sonde 1, die auf den konischen Bug 2 des Luftfahrsonden der vorgenannten Gattung sind normalerweise 15 zeugs aufgesetzt ist, ein langgestrecktes schlankes am Bug eines Luftfahrzeugs angebracht und müssen Profil und weist ein Vorderteilstück 3 auf, welches, eine ausreichende Länge von beispielsweise 3 m an seinem hinteren Ende mit einem Hauptkörperteilhaben, damit die eine oder mehrere nach der Seite stück 4 der Sonde 1 über ein Zwischenteilstück 5 verzeigenden Öffnungen genügend weit vor dem Luft- bunden ist. Das Hauptkörperteilstück 4 erstreckt sich fahrzeug liegen. Vor dem Luftfahrzeug befindet sich ao mit seinem hinteren Ende in den Bug 2 hinein und bei Überschallgeschwindigkeiten ein Bereich, wo der trägt durch den Bug 2 hindurch eine außen aufLuftdruck den statischen Freistromwert überschreitet, sitzende Hülse 6. Die Hülse 6, die mit dem Teilstück 4 und die eine oder mehrere nach der Seite zeigenden hartverlötet ist, weist eine nach außen vorstehende Öffnungen müssen vor diesem Bereich liegen, um die Schulter 7 an ihrem vorderen Ende vor dem Bug 2 gewünschte Abtastung des tatsächlichen statischen 25 auf und ist an ihrem hinteren Ende innerhalb des Luftdrucks zu ermöglichen. Die Bedingung, eine aus- Buges 2 mit einem Außengewinde 8 versehen. Die reichend lange Sonde an einem Luftfahrzeug vorzu- Sonde 1 wird auf den Bug 2 unter Verwendung von sehen, insbesondere dann, wenn das Luftfahrzeug mit inneren und äußeren konischen Hülsen 9 bzw. 10 Überschallgeschwindigkeit fliegen kann, gibt schwie- mittels einer Mutter 11 festgeklemmt, die auf das rige konstruktive Probleme auf und hat den Nachteil, 30 Gewinde 8 aufgeschraubt und mittels eines Verriegedaß sie zu einer Sonde von großem Gewicht führt. lungsbauteils 12 in ihrer Lage fixiert wird. Die Mutter

Eine durch die USA.-Patentschrift 3 120 123 be- 11 ist über eine plane Scheibe 13 in der Weise wirkkannte Pitot-Staudrucksonde erfordert ein vergrößer- sam, daß sie die innere Hülse 9 in den Bug 2 drückt tes Vorderteilstück, welches durch ein Hauptkörper- und zur gleichen Zeit durch die Reaktion über die teilstück oder einen Stempel von reduziertem Durch- 35 Schulter 7 die äußere Hülse 10 auf den Bug 2 drückt, messer getragen wird. Die Sicherstellung einer aus- so daß die Sonde 1 dadurch gehalten wird und so reichenden Festigkeit für die Sonde macht jedoch vom Luftfahrzeug nach vorn vorsteht, daß sie in Schwierigkeiten, wenn die Sonde vom Bug des Luft- Längsrichtung der Achse 14 oder von der Fluglinie fahrzeuge vorragt, denn die Sonde wird durch den leicht nach oben geneigt verläuft,
notwendigerweise reduzierten Durchmesser des Stem- 40 Die Sonde 1 hat durchweg einen runden Querpels geschwächt. Da es normalerweise notwendig ist, schnitt, wobei das Vorderteilstück 3, abgesehen von den Durchmesser einer Sonde am hinteren Ende zu seiner Nase 15, und das Hauptkörperteilstück 4 beide vergrößern, wo sie am Luftfahrzeug befestigt ist, so eine zylindrische Form haben. Außer der im wesentergibt sich dabei eine »tallenartig« eingeschnürte Kon- liehen massiven Nase 15 ist die Sonde 1 von einer im struktion, bei der es schwierig ist, bei Wahrung der 45 allgemeinen hohlen Rohrkonstruktion mit einer äußedimensionsmäßigen Toleranzen für eine genaue Luft- ren Wandung 16, die über die Längsabmessung des druckabtastung dennoch die notwendige Festigkeit Zwischenteilstücks 5 hinweg so profiliert ist, daß sie der Sonde sicherzustellen, damit diese den am Bug einen Übergang zwischen den Teilstücken 3 und 4 des Luftfahrzeugs während des Fluges auftretenden von unterschiedlichem Durchmesser bildet. Obwohl Erschütterungen widerstehen kann. 5° dies nicht unbedingt so sein muß, ist das Teilstück 5

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Pitot-Staudruck- im vorliegenden Fall so geformt, daß es einen sanften

sonde zu schaffen, welche die Notwendigkeit einer Übergang bildet, und zwar ohne plötzliche Änderung

übermäßigen Länge umgeht und durch welche die des Profils zwischen den Teilstücken 3 und 4. Die

vorgenannten Schwierigkeiten überwunden werden. Nase 15 des Teilstücks 3 hat ein spitzbogenförmiges

Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß 55 Profil mit einer nach vorn zeigenden Öffnung 17 zum

das Zwischenteilstück der Sonde einen nach hinten Abtasten des kombinierten dynamischen und sta-

zunehmenden Querschnitt aufweist, während das tischen Luftdrucks, d. h. des Pitot-Staudrucks. Die

Vorderteilstück einen kleineren Durchmesser als das Öffnung 17 nimmt im wesentlichen die gesamte Quer-

Hauptkörperteilstück hat. Schnittfläche am vordersten Ende der Nase 15 ein

Es können zwei oder mehr Öffnungen zum Ab- 60 und konvergiert symmetrisch in Rückwärtsrichtung tasten des statischen Drucks vorgesehen werden, wo- um einen Winkelt zur Achse 14. Ein Rohr 18, welbei diese in Längsrichtung der Sonde voneinander in ches von der Nase 15 getragen wird, verbindet die Abstand angeordnet sind. Insbesondere können zwei Öffnung 17 mit einer Kammer 19, die innerhalb des der Öffnungen zum Abtasten des statischen Drucks vorderen Teilstücks 3 zwischen der Nase 15 und einer in gleicher Höhe in Längsstelle der Sonde vorgesehen 65 luftdichten Querwand 20, die gegenüber der Rohrwerden, wobei diese beiden Öffnungen um die Außen- wand 16 abgedichtet ist, gebildet wird. Die Kammer oberfläche der Sonde herum in Abstand angeordnet 19 dient als Sammeltasche für jegliches Wasser, welwerden. ches in die Sonde 1 über die Öffnung 17 eintritt und

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mittels einer Austrittsöffnung 21 im unteren Teil der 29, wenn die Sonde 1 sich am Bug 2 befindet, wie in

Wand 16 abgeleitet wird. Ein Rohr 22, welches durch den Fig. 1 und 2 dargestellt. (Der Abstand zwischen

die Querwand 20 hindurchragt und in die Kammer den Charakteristiken der F i g. 4 ist der Übersichtlich-

19 mündet und welches sich von der Kammer 19 über keit halber etwas vergrößert.)

die Länge der Sonde 1 erstreckt, dient dazu, den 5 Nach F i g. 4 ist der Wert des Fehler-Koeffizienten

Pitot-Staudruck innerhalb der Kammer 19 mit dem des statischen Drucks im wesentlichen unabhängig von

hinteren Ende der Sonde 1 zu verbinden. Das Rohr der Machzahl, und zwar über den Unterschallbereich

22 erstreckt sich vom hinteren Ende der Sonde 1 hinweg bis zur kritischen Machzahl M_c für das Luftdurch einen luftdichten Stopfen 23 hindurch, der fahrzeug, d . h. bis zur Freistrom-Machzahl, bei welgegen die Wand 16 und die umgebende Hülse 6 ab- io eher die Schallgeschwindigkeit an einer gewissen gedichtet ist, um dadurch den Pitot-Auslaß der Stelle am Luftfahrzeugkörper erreicht wird. Bei der Sonde 1 zu bilden. kritischen Machzahl M_c beginnt der Fehler-Koeffi-

Ein weiteres Rohr 24, das sich durch den Stopfen zient des statischen Druckes anzusteigen. Dieser An-

23 vom hinteren Ende der Sonde 1 erstreckt, bildet stieg setzt sich fort mit der Entwicklung eines Überden Auslaß für den statischen Druck, wobei dieses 15 schallbereichs am Luftfahrzeugkörper, da die Mach-Rohr24 in eine Kammer 25 mündet, die innerhalb zahl durch den Schallmauerbereich hindurch über der Rohrwand 16 zwischen der Querwand 20 und die kritische Machzahl M_c ansteigt. Da die Freistromdem Stopfen 23 gebildet ist. Zwei Paare nach der Machzahl M sich um Eins erhöht, bildet sich eine Seite zeigende Öffnungen 26 und 27 zum Abtasten Schockwelle vor dem Luftfahrzeug. Die Luftströmung des statischen Luftdrucks erstrecken sich durch die ao hinter der Schockwelle ist überschallig, so daß das Wand 16 in die Kammer 25 hinein, wobei die beiden Luftfahrzeug weiterhin den Druck P_x beeinflußt, bis öffnungen jedes Paares auf den entgegengesetzten mit dem Anstieg der Machzahl M der Abstand vom Seiten der abwärts gerichteten Vertikale 28 (s. Fig. 3) Luftfahrzeug zur Schockwelle um χ reduziert wird, durch die Achse 14 liegen und von dieser um die woraufhin ein scharfer Abfall des Drucks P_x erfolgt. Achse 14 um einen Winkel B in Abstand angeordnet 25 Dieser Abfall entspricht in seiner Substanz der Diffesind. Die Öffnungen 26 liegen in der Längsmitte des renz zwischen den Drücken vor und unmittelbar Zwischenteilstücks 5, während die Öffnungen 27 an hinter der Schockwelle. Je kleiner der Wert der der Verbindungsstelle des Teilstücks5 mit dem Strecke* ist, um so höher ist der Wert der Mach-Hauptkörperteilstück 4 liegen. zahl M, bei welchem der Abfall erfolgt, und um so

Die Anordnung der Öffnungen 26 und 27 inner- 30 größer ist der Abfall. Nachdem die Schockwelle pashalb des Bereichs der Sonde 1, der annähernd durch siert hat und in den Überschallbereich des Luftfahrdas Zwischenteilstück 5 gebildet wird, stellt sicher, zeugs hinein ist der Fehler-Koeffizient des statischen daß der durch diese Öffnungen abgetastete (und über Drucks Null, wobei der Wert des Drucks P_x der stadie Kammer 25 dem Auslaßrohr 24 zugeführte) tische Freistromdruckwert ist, nämlich P₁.
Druckwert dem statischen Freistromdruck entspricht. 35 F i g. 4 stellt die Bedingungen dar, die bei Ab-Das Zwischenteilstück 5 bildet einen Ausgleich dafür, Wesenheit der Sonde 1 gelten, die vom Bug 2 vordaß entlang der Achse 14 der Abstand jeder Öffnung steht. Die Sonde 1, und insbesondere das profilierte 26 und 27 von der scheinbaren Spitze 29 (s. Fig. 2) Zwischenteilstück 5, welches sich in der Luftströmung des konischen Buges 2 im wesentlichen geringer ist, vor dem Luftfahrzeug befindet, ändert die in F i g. 4 als es sonst vor dem Luftfahrzeug erforderlich ist, 40 dargestellten Bedingungen derart, daß der Wert des um das Vorhandensein von Freistrombedingungen Fehler-Koeffizienten des statischen Drucks in der bis zum gleichen Empfindlichkeitsgrad sicherzustellen. Kammer 25, die nach der Oberfläche der Sonde 1 hin Der in dieser Hinsicht erzielte Ausgleich gilt über bei den Abständen X₁ und X₂, d. h. bei den öffnunden ganzen Unterschallbereich von Geschwindig- gen 26 und 27, entlüftet wird, im wesentlichen Null keiten, über den Schallmauerbereich und in den 45 ist, und zwar über die Unterschall- und Schallmauer-Überschallbereich hinein. Ein Kriterium für die Fest- sowie auch die Überschallbereiche hinweg. Für eine setzung des erzielten Ausgleichs ist der Fehler- Unterschall-Luftströmung hat das Teilstück 5 von Koeffizient des statischen Drucks, wobei dieser vergrößerter Querschnittsfläche in Richtung der Strö-Koeffizient ausgedrückt wird als mung das Bestreben, auf der Oberfläche der Sonde 1

50 negative Druckwerte einzuführen, so daß der lokale

(P_x-Pf)ZQc statische Druck P_x dann geringer ist als der Frei

stromwert Pf. Dies gilt über einen Bereich hinweg,

worin P_x der lokale statische Druck bei einem Ab- der hinter der Verbindungsstelle zwischen den Teilstand χ vor dem Luftfahrzeug, P_f der statische Frei- stücken 3 und 5 beginnt und sich gerade bis in das stromdruck und Q_c der Stoß- bzw. Staudruck ist, d. h. 55 Hauptkörperteilstück 4 hinein erstreckt. Nach hinten die Differenz zwischen dem Freistrom-Gesamtdruck von der Verbindungsstelle zwischen den Teilstücken 3 und dem statischen Freistromdruck. und 5 nimmt der eingeführte Druck sanft von Positiv

Fig. 4 zeigt die Veränderung des Fehler-Koeffi- auf Negativ ab und geht an einer Stelle annähernd zienten des statischen Drucks mit der Fluggeschwin- bei einem Drittel der Länge des Teilstücks 5 in Richdigkeit für je zwei Stellungen vor dem Luftfahrzeug 60 tung der Strömung durch Null hindurch. Der eingein Abwesenheit der Sonde 1. Die Fluggeschwindigkeit führte Druck ist negativ zumindest für den Bereich, wird in Ausdrücken der Freistrom-Machzahl M aus- der sich entlang den übrigen zwei Dritteln des Teilgedrückt, und die Charakteristiken in vollen und Stücks 5 und in das Hauptkörperteilstück 4 in Ströunterbrochenen Linien zeigen jeweils die Bedingungen mungsrichtung von der Verbindungsstelle mit dem bei Abständen Jc₁ und X₂ vor der scheinbaren Spitze 65 Teilstück 5 um eine Strecke gleich annähernd dem 29 des Buges 2 bei Abwesenheit der Sonde 1. Die Durchmesser des Hauptkörperteilstücks 4 erstreckt. Entfernungen X₁ und X₂ sind jeweils gleich den Längs- Bei Abwesenheit des Luftfahrzeugs hinter der Sonde 1 abständen der öffnungen 26 und 27 von der Spitze wäre der Fehler-Koeffizient des statischen Drucks an

Claims

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jeder beliebigen Stelle an der Sonde 1 innerhalb die Nebenachse an der Verbindungsstelle des Teildieses Bereichs über den Unterschall- und Schall- Stücks 5 mit dem Hauptkörperteilstück 4 liegt. Altermauerbereich hinweg negativ. Der Koeffizient ist im nativ kann das Teilstück 5 auch ein Profil von einer wesentlichen von der Machzahl M über den Unter- Form haben, die durch Drehung eines Bogenteilschallbereich hinweg unabhängig und hat insbeson- 5 Stücks eines Kreises um die Achse 14 geschaffen dere über diesen Bereich hinweg Werte bei den Ab- wird, dessen Mittelpunkt einen gewissen Abstand ständen X₁ und x₂, die annähernd von der gleichen von der Achse 14 hat, oder es kann einfach kegel-Größe sind wie die Werte (in Fig. 4 angedeutet), stumpf artig sein. In jedem Fall kann die Oberfläche welche für das Luftfahrzeug alleine gelten. Somit hat des Zwischenteilstücks 5 an den Verbindungsstellen bei jeder Öffnung 26 und 27 über den Unterschall- io mit den Teilstücken 3 und 4 leicht gekrümmt werden, bereich hinweg der Fehler-Koeffizient des statischen um einen sanften Übergang vom vorderen Teilstück 3 Drucks infolge des Vorhandenseins des Luftfahrzeugs und nach dem Hauptkörperteilstück 4 herzustellen, das Bestreben, durch denjenigen beseitigt zu werden, Die Einzelheiten von Abmessungen und Profil, die der auf die Sonde 1 selbst zurückzuführen ist. Ob- irgendeiner besonderen Anwendung der Sonde 1 entwohl eine vollständige Beseitigung bei jeder Öffnung 15 sprechen, können weitgehend nur aus experimentellen 26 und 27 nicht erzielt werden kann, ist der mittlere Beobachtungen bei Windkanaltests bestimmt werden. Fehler, der in der gemeinsamen Kammer 25 wirksam Die Öffnungen 26 und 27 liegen auf der Länge der ist, im wesentlichen Null. Der resultierende Koeffi- Sonde am oder in der Nähe des Teilstücks 5, um zient für die Kombination von Luftfahrzeug und sicherzustellen, daß der in der Kammer 25 abgetastete Sonde 1 ist daher im wesentlichen Null, und zwar ao statische Druck während eines Überschallfluges der über den Unterschallbereich hinweg, und dement- wahre Freistromwert ist. Wenn die Öffnungen 26 und sprechend ist der Wert des abgetasteten Drucks P_x 27 so angeordnet sind, dann sollte der Fehler-Koeffiim wesentlichen der Freistromwert P_f. zient des statischen Drucks infolge der Sonde 1 allein

Durch den Schallmauerbereich hindurch — wenn während des Unterschallfluges negativ sein, wobei der die Sonde 1 mit dem Luftfahrzeug kombiniert ist — 25 bestimmte Wert des Koeffizienten von Faktoren der

wird die Luftströmung über die Sonde 1 durch die Abmessung und des Profils, wie oben erwähnt, ab-

Anwesentheit des Luftfahrzeugs gebremst. Im all- hängig ist. Jedoch sind auch andere Faktoren als die

gemeinen ist die Strömung über die Sonde 1 hinweg obenerwähnten in Betracht zu ziehen. Zum Beispiel

nicht überschallig, bis die Freistrom-Luftgeschwindig- ist es notwendig, den Bereich des möglichen Einfallskeit ebenfalls überschallig ist, und der resultierende 30 winkeis und den Bereich eines möglichen Gierwinkels

Wert des Drucks P_x, der in der Kammer 25 abgetastet relativ zur Luftströmung zu berücksichtigen, weil

wird, ist im wesentlichen der gleiche wie der Frei- diese die Druckverteilung über die Oberfläche der

stromwert P/. Unter Uberschallbedingungen haben Sonde beeinträchtigen. Die sich ergebene Verände-

die induzierten Drücke bei den Öffnungen 26 und 27 rung beim Ausgleich, der durch die Sonde geschaffen das Bestreben, jeweils positiv bzw. negativ zu sein, 35 wird, hängt von der Verteilung der Öffnungen 26 und

wobei der resultierende Druck in der Kammer 25 im 27 ab und außerdem bis zu einem gewissen Ausmaß

wesentlichen gleich dem Freistromwert P₁ ist. auch von der Veränderung des Sondendurchmessers

Es sei darauf hingewiesen, daß die in Fig. 4 dar- entlang ihrer Länge in der Nähe der Öffnungen. Im

gestellten Charakteristiken nur in allgemeiner Form vorliegenden Fall beträgt der Winkel B 37,5°, doch

repräsentativ sind, wobei in jedem beliebigen Fall 40 können auch andere winklige Verteilungen der Öff-

die besondere Form und somit der erforderliche Aus- nungen 26 und 27 um die Wand 16 herum verwendet

gleich vom Profil des jeweiligen Luftfahrzeugs ab- werden.

hängig sind. In ähnlicher Weise sind die Charakteri- Öffnungen zusätzlich zu den beiden Paaren von

stiken der Sonde selbst, zusammen mit dem vorge- Öffnungen 26 und 27 können ebenfalls vorgesehen

sehenen Ausgleich, abhängig von der Form der ver- 45 werden.

schiedenen Teilstücke der Sonde 1, insbesondere der Was die Abtastung des Staudrucks anbetrifft, so

Länge und dem Durchmesser des vorderen Teil- sind die diesen beeinträchtigenden Fehler in der

Stücks 3, der Länge und dem Profil des Zwischen- Hauptsache diejenigen, die sich aus der Längsneigung

teilstücks 5 und der Länge und dem Durchmesser des und dem Gieren und außerdem auch aus den Ein-

Hauptkörperteilstücks 4. 50 Wirkungen der Reynoldschen Zahl ergeben. Die Aus-

Im allgemeinen soll die Länge des vorderen Teil- gestaltung der Staudruck-Fühleröffnung 17 und die Stücks 3 vom hinteren Ende der Nase 15 aus bis zum des Profils der Nase 15 werden so gewählt, daß sie Beginn des Zwischenteilstücks 5 mindestens dem in dieser Hinsicht den besten Kompromiß darstellen. Sechsfachen des Hauptdurchmessers des Teilstücks 3 Im vorliegenden Fall beträgt der Winkel A vorzugssein, um die Wirkung auf den abgetasteten statischen 55 weise 15°. Die Sonde 1 hat bei diesem Ausführungs-Druck des Teilstücks 3, welches die Staudruck- beispiel eine Gesamtlänge zwischen 1 und 2 m. öffnung 17 enthält, auf ein Mindestmaß herabzusetzen. Wo es um Überschallgeschwindigkeiten geht, Patentansprüche: sollte das Profil des Zwischenteilstücks 5 so gewählt

werden, daß sichergestellt wird, daß der resultierende 60 1. Pitot-Staudrucksonde zur Verwendung über Statikdruck-Fehler in der Kammer 25 über den ent- einen von Unter- bis Überschall reichenden Besprechenden Überschallbereich hinweg Null oder im reich von Fluggeschwindigkeiten, wobei sich der wesentlichen Null ist. Wo es nur um Unterschall- Querschnitt der Sonde über ein Zwischenteilstück geschwindigkeiten geht, kann jedoch das Profil des ihrer Länge, welches zylindrische Vorder- und Zwischenteilstücks 5 beispielsweise eine Form haben, 65 Hauptkörperteilstücke unterschiedlichen Durchdie durch Drehen eines Teils einer Ellipse um die messers miteinander verbindet, ändert und wobei Achse 14 erzeugt wird, wobei die Hauptsache einer eine oder mehrere Fühleröffnungen für den stasolchen Ellipse mit der Achse 14 zusammenfällt und tischen Druck, die von einer Staudruck-Fühler-

öffnung am vorderen Ende der Sonde in Abstand angeordnet sind, im oder dicht am Zwischenteilstück zur Verwendung über den genannten Fluggeschwindigkeitsbereich hinweg angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, daß das Zwischenteilstück (5) einen nach hinten zunehmenden Querschnitt aufweist, während das Vorderteilstück (3) einen kleineren Durchmesser als das Hauptkörperteilstück (4) hat.
2. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwei oder mehr Öffnungen (26, 27) zum Abtasten des statischen Drucks in Längsrichtung der Sonde (1) voneinander in Abstand angeordnet sind.
3. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwei der Öffnungen (26, 27) zum Abtasten des statischen Drucks in gleicher Höhe in Längsrichtung der Sonde (1) angeordnet sind und daß diese beiden öffnungen (26, 27) um die Außenoberfläche der ao Sonde (1) herum in Abstand angeordnet sind.
4. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Öffnungen (26) in der Längsmitte des Zwischenteilstücks (5) angeordnet sind. as
5. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden weiteren Öffnungen (27) zum Abtasten des statischen Drucks an der Verbindungsstelle zwischen dem Zwischenteilstück (5) und dem Hauptkörperteilstück (4) angeordnet sind.
6. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnung oder öffnungen (26, 27) zum Abtasten des statischen Drucks sich innerhalb eines Bereichs befinden, der sich von einer Stelle hinter der Verbindungsstelle zwischen dem vorderen und Zwischenteilstück (3, 5) aus um eine Strecke erstreckt, die annähernd gleich einem Drittel der Länge des Zwischenteilstücks (5) ist, bis zu einer Stelle hinter der Verbindungsstelle zwischen dem Zwischenteilstück (5) und dem Hauptkörperteilstück (4) um eine Strecke, die annähernd gleich dem Durchmesser des Hauptkörperteilstücks (4) ist.
7. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das vordere Teilstück (3) eine Länge hat, die zumindest dem Sechsfachen seines Durchmessers entspricht.
8. Pitot-Staudrucksonde nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Sonde (1) an der Nase (2) eines Luftfahrzeugs durch zwei konische Hülsen (9, 10) festgeklemmt ist, daß die eine Hülse (10) außen auf der Luftfahrzeugnase (2) und die andere Hülse (9) innerhalb der Nase (2) sitzt und daß die äußere und die innere Hülse (10, 9) auf bzw. in die Nase (2) gedruckt werden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen 909 525/37