DE1698277B2 - Luftgeschwindigkeitsmessvorrichtung - Google Patents
LuftgeschwindigkeitsmessvorrichtungInfo
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Description
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung, bestehend aus
wenigstens einem drehbaren Arm, einem an dem drehbaren Arm befestigten, auf die Geschwindigkeit
der Luftströmung ansprechenden Druckfühler und einem den drehbaren Arm im wesentlichen mit konstanter
Geschwindigkeit antreibenden Antriebsmotor.
Es sind bereits Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtungen für Helikopter bekannt (s. beispielsweise die
deutsche Auslegeschrift 1 087 384 und USA.-Patentschrift 2 986 933 und 3 070 999), bei welchem mit
Hilfe von an den Rotorflügeln befestigten Pitotrohren Druckdifferenzsignale gewonnen werden, aus
welchen die Helikoptergeschwindigkeit gegenüber dem Luftstrom abgeleitet werden kann. Da jedoch
die Rotordrehzahl eines Helikopters nicht konstant ist müssen naturgemäß Kompensationskreise vorgesehen
sein, um eine entsprechende Drehzahlkompensation des abgeleiteten Druckdifferenzsignals vorzunehmen.
Es ist demzufolge bereits eine Luftgcschwindigkeitsmeßvorrichtung bekannt (s. USA.-Patentschrift
846 878), bei welcher die Pitotrohrc unabhängig von der Drehzahl des Rotors des Helikopters mit
konstanter Drehzahl angetrieben werden. Auf diese Weise kann erreicht werden, daß wegen der konstanten
Drehzahl auf zusätzliche Drehzahlkompcnsationskreise verzichtet werden kann. Zusätzlich ergibt
sich die Möglichkeit zur Erzielung einer größeren Empfindlichkeit, die Drehzahl der Pitotrohre der
Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung relativ hoch zu wählen, so daß die Amplitude der von den rotierenden
Pitotrohren gemessenen zyklischen Drucks Veränderungen relativ hoch ist.
Es zeigt sich jedoch, daß die bisher bekannten Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtungen dieser Art
bei Luhgeschwindigkeiten höher als etwa 8 km/h zufriedenstellende Meßresultate liefern. Der Grund für
diese Empfindlichkeitsschwelle bei etwa 8 km/h liegt wahrscheinlich darin, daß durch die Meßvorrichtung
selbst die mit den Pitotrohren versehenen radialen Arme ein radialer Luftstrom bzw. Wirbel, ähnlich
wie bei einer Zentrifugalpumpe, gebildet wird. Durch die die Pitotrohre umgebenden radialen Luftströmungen
ergeben sich Fehlersignale, welche von dem zu messenden Drucksignal überlagert werden. Dies
wiederum führt zu Fehlmessungen, so daß die oben erwähnte Empfindlichkeit des Schwellwerts auftritt.
Demzufolge ist es Ziel der vorliegenden Erfindung, eine Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung der
eingangs genannten Art zu schaffen, welche dann noch zufriedenstellende Meßresultate liefert, wenn
die relative Strömungsgeschwindigkeit fast auf Null abgesunken ist.
Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß an dem Arm ein starres Element befestigt ist, welches
einen im wesentlichen senkrecht zu der Drehachse des Armes verlaufenden, bei niedrigen Luftgeschwindigkeiten
die Zentrifugalwirkung in der Ebene des Armes kompensierenden Luftstrom erzeugt, und
daß ein auf das Ausgangssignal des Druckfühlers ansprechender Wandler vorgesehen ist, welcher ein
Wechselstromsignal mit der Frequenz der Drehzahl des Druckfühlers erzeugt, das einer eine Anzeige der
Größe und Richtung der relativen Luftgeschwindigkeit abgebenden Anzeigeeinrichtung zugeführt ist.
Die Erfindung soll nunmehr an Hand der Zeichnungen näher erläutert werden. Es zeigt
F i g. 1 eine schematische Draufsicht einer ersten Ausführungsform der Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung
gemäß der Erfindung,
F i g. 2 und 3 Schnittansichten entlang der Linien 2-2 und 3-3 von F i g. 1,
F i g. 4 ein Blockdiagramm der in Verbindung mit der Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung von F i g. 1
verwendeten elektrischen Meßkreise und
F i g. 5 eine Teilschnittansicht — ähnlich der F i g. 2 — einer zweiten Ausführungsform der Erfindung.
Gemäß F i g. 1 und 2 besitzt die Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung
eine scheibenförmige Nabe 10, in welcher zwei kniefönnige Kanäle 11 und 12, eingebohrt
sind. An der Nabe 10 ist ein länglicher rohrförmiger Arm 13 befestigt, welcher mit dem horizontalen
Teil des Kanals 11 in Verbindung steht. Am freien Ende des Armes 13 ist ein im rechten Winkel
hierzu angeordnetes horizontal verlaufendes Pitotrohr 14 befestigt, an dessen äußerem Ende eine Ö1T
nung 14' vorgesehen ist. Das Pitotrohr 14 kann gegebenenfalls vom Arm 13 getrennt und damit in geeigneter
Weise verbunden sein.
An der Nabe 10 ist ein zweiter länglicher rohrförmiger
Arm 15 befestigt, welche mil dem Kanal 12 in Verbindung steht. Der Arm 15 ist ebenfalls horizontal,
aber in bezug auf den Arm 13 unter einem Winkel von 180° angeordnet. Die Arme 13 und 15 sind
fest mit der Nabe 10 verbunden, so daß eine Relativbewegung zwischen denselben unmöglich ist. Am äußeren
Ende des Arms 15 ist ein zweites Pitotrohr 16 befestigt, das eine Öffnung 16' aufweist, welche gegenüber
der öffnung 14' des Pitotrohrs 14 unter einem Winkel von 180° angeordnet ist.
An den Armen 13 und 15 sind ein Paar Luftflügel 17 bzw. 18 befestigt. Die Luftflügel 17 und 18,
welche sich in Längsrichtung zu den Armen 13 bzw.
ίο 15 verlaufen und in der Mitte derselben angeordnet
sind, weisen eine Längsöffnung 19 für die Aufnahme der entsprechenden Arme 13 bzw. 15 auf. Die Luftflügel
17, 18 können aus einem geeigneten Material, beispielsweise einem gepreßten Kunststoff, hergestellt
sein. Gemäß F i g. 3, ist der Luftflügel 17 um einen Winkel von etwa 5° gegenüber der Horizontalen
angeordnet. Der andere Luftflügel 18 ist um einen ähnlichen Winkel, aber in bezug auf den Luftflügel
17 entgegengesetzt geneigt, so daß gewisserma-
ao ßen ein Propeller entsteht. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung spielt es dabei keine Rolle, ob die
Luftflügel 17 und 18 bei ihrer Drehung um eine vertikale Achse einen Luftstrom nach oben oder nach
unten erzeugen.
An dem unteren Ende 20 der Nabe 10 ist in geeigneter Weise ein Wandler 21 befestigt, dessen Eingangsseite
in F i g. 2 aufgeschnitten gezeigt ist. Der Wandler 21 besitzt ein Paar Kammern 22 und 23,
die durch eine Membran 24 voneinander getrennt sind. Die Kammern 22 und 23 stehen jeweils mit den
unteren vertikalen Enden der Kanäle 11 und 12 in Verbindung und sind mit Hilfe von mehreren 0-Ringen
25 abgedichtet. Das Vorhandensein eines Druckunterschieds in den Kammern 22 und 23 bewirkt
eine Verformung der Membran 24, welche proportional zu der Größe des Druckunterschieds ist. Der
Wandler 21 ist mit einem Übertragungselement versehen, welches die Verformung der Membran 24 in
ein elektrisches Signal umwandelt. Dieses Übertragungselement kann beispielsweise ein Abnehmer mit
einem veränderlichen elektrischen Widerstand oder ein Dehnungsmesser sein.
Unterhalb der Nabe 10 und dem Wandler 21 ist eine Motoreinheit 26 vorgesehen, welche den Wandler
21, die Nabe 10 und die Arme 13 und 15 in der Richtung des Pfeils 27 von F i g. 1 mit im wesentlichen
konstanter Drehzahl um eine vertikale Achse antreibt. Zusätzlich ist eine Schleifring- und Bürstenanordnung
30 vorgesehen, über welche das elektri-
So sehe Ausgangssignal des Wandlers 21 der elektronischen
Anzeigeeinrichtung 29 der Geschwindigkeitsmeßvorrichtung zugeführt wird.
In F i g. 1 zeigt der Pfeil 31 die Horizontalrichtung des Windes relativ zu einem Flugzeug an, welches
mit der erfindungsgemäßen Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung versehen ist. Der an der Membran
gemessene Druckunterschied ist durch die folgende Formel festgelegt:
Ap = 2Q VV, sin ot
wobei
η die Luftgeschwindigkeit,
V die relative Luftgeschwindigkeit,
K, die lineare Geschwindigkeit der mit konstanter Drehgeschwindigkeit, <», rotierenden Armspitzen, und
V die relative Luftgeschwindigkeit,
K, die lineare Geschwindigkeit der mit konstanter Drehgeschwindigkeit, <», rotierenden Armspitzen, und
in t der Winkel der Arme gegenüber der Richtung
der relativen Luftgeschwindigkeit ist.
Wenn man zunächst die Luftdichtenänderungen vernachlässigt, ist ersichtlich, daß der gemessene
Druckunterschied zwischen dem Pitotrohr 14 und dem Pitotrohr 16 eine Funktion der relativen Luftgeseliwindigkcit
V ist. Um jedoch Luftdichtenabweichungen zu kompensieren ist gemäß F i g. 4 ein
Übertrager 50 vorgesehen, welcher mit Hilfe eines statischen Druckkompensators 51, beispielsweise
einem 1-at-Druckübertrager, durch eine Spannung erregt wird, die die statischen Druckabweichungen
kompensiert. Diese Spannung wird in geeigneter Weise in einem Verstärker 52 verstärkt. Da die
Dichte sowohl eine Funktion der Temperatur als auch des Drucks ist, müssen zusätzlich auch Temperaturänderungen
berücksichtigt werden. Dies kann dadurch erreicht werden, daß der Verstärkungsgrad
eines am Ausgang des Übertragers 50 angeordneten Ausgangsverstärkers 53, beispielsweise mit Hilfe
eines Temperaturfühlers 54 verändert wird. Das am Punkt z in F i g. 4 auftretende Signal ist ein unterdrücktes
Trägersignal mit einer der Luftgeschwindigkeit V proportional modulierten Amplitude. Die
Trägerfrequenz ist dabei diejenige der Übertragererregungsspannung. Die Modulationsfrequenz ist hingegen
die Rotationsfrequenz der von der Motoreinheit 26 getriebenen Pitotrohre 14, 16. Um die Größe
der Luftgeschwindigkeit zu erhalten wird das Signal einer Schaltanordnung zugeführt, welche aus einer
Absolutwertschaltung 55, einem Niederfrequenzfilter 56 und einem Modulator 57 besteht. Das Ausgangssignal
des Modulators 57 kann einem Anzeiger 58 zugeführt und/oder für Kontrollzwecke verwendet
werden.
Um eine Direktanzeige zu ermöglichen, kann das elektrische Signal der relativen Luftgeschwindigkeit
von dem in F i g. 4 dargestellten Punkt z einem mit zwei Rotorwicklungen versehenen Auflöser 59 zugeführt
werden, welcher durch einen Motor 60 angetrieben wird. Die von dem Auflöser 59 abgegebenen
beiden Signale X und Y sind Funktionen der Geschwindigkeilskomponenten
der Längsachse bzw. der hierzu rechtwinklig verlaufenden Querachse des Flugzeugs. Diese beiden Signale X und Y werden
entsprechenden Schaltanordnungen zugeführt, welche Demodulatoren 61. 62, Nicderfrequenzfüter
63. 64. Modulatoren 65. 66 und Anzeiger 67, 68 aufweisen. Es ist klar, daß das Verhältnis der seitlichen
Geschwindigkeit zur Vorwärts- und Rückwärtsgeschwindigkeit ein Maß für den Seitenleitwinkel des
Flugzeugs ergibt.
In dem folgenden sei nunmehr die Art und Weise erläutert, wie mit der Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung
der vorliegenden Erfindung eine genaue Messung von sehr niedrigen Luftgeschwindigkeiten
herunter bis zu einer Größe von Null möglich ist. Wenn sich die Pitotrohre 14 und 16 in Richtung des
Pfeiles 27 von F i g. 1 drehen, dann wird auf Grund der Neigung der Luftflügel 17 und 18 ein Luftstrom
erzeugt, der im wesentlichen senkrecht zur Rotationsebene der Pitotrohre verläuft. Dieser Luftstrom
ist im wesentlichen rechtwinklig zur Meßebene und stört daher nicht die in dieser Ebene erzeugten Signale.
Ohne die Luftflügel 17 und 18 gemäß der Erfindung würde hingegen die Rotation der Arme 13
und 15 einen zentrifugal verlaufenden Luftstrom in der Rotaüonsebene erzeugen, welcher die Pitotrohre
14, 16 daran hindern würde, Signale bei niedrigen Relativgeschwindigkeiten zu messen. Die Luftflügel
17, 18 ermöglichen somit Geschwindigkeitsmessungen bis herunter auf Null während bei Abwesenheit
dieser Luftflügel der untere Empfindlichkeitsgrenzwert bei ungefähr 8 km/h liegt. Der im wesentlichen
senkrecht zur Rotationsebene der Arme 17 und 18 verlaufende Luftstrom wirkt somit dem Effekt des
bei niedrigen relativen Luftgeschwindigkeiten in der Ebene dieser Arme gebildeten Zentrifugalwirbels auf
die Pitotrohre 14 und 16 entgegen.
Die oben beschriebene Ausführungsform arbeitet im Bereich niedriger Luftgeschwindigkeiten sehr
genau. Wenn jedoch die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs die Lineargeschwindigkeit der Fühlerspitze überschreitet, arbeitet die Meßvorrichtung
nicht mehr zufriedenstellend, weil eine der Pilotöffnungen relativ zur Luflgeschwindigkeit rückwärtsbewegt
wird. Bei strengen Winterbedingungen entsteht ferner Eis im Bereich der Pitotöffnungen 14' und
16', wodurch die Strömung gestört wird.
Diese obengenannten Schwierigkeiten treten bei der in Fig.5 dargestellten Ausführungsform nicht
auf. Diese Figur zeigt eine Teilschnittansicht ähnlich F i g. 2 mit dem Unterschied, daß die Pitolrohre 14,
16 durch eine modifizierte Form eines Druckfühlers 140 ersetzt worden sind.
Der Druckfühler 140 besitzt ein mit einem Kanal 142 versehenes Rohrstück 141, welches das Ende des
rohrförmigen Armes 13 bildet. Dieses Rohrstück 141, welches mit einem Paar den statischen druckmessenden
Öffnungen 143 und 144 verschen ist, wird von einer zylindrischen Hülle 145 umschlossen. Die
Hülle 145 besitzt einen konstanten Innendurchmesser und erstreckt sich über das Rohrstück 141 in der
Vorwärts- und Rückwärtsrichtung. Die gemeinsame Achse der beiden Öffnungen 143, 144 verläuft parallel
zur Drehachse der Arme 13 und 15, wobei die Luft tangential zu den Öffnungen 143. 144 strömt.
Ein identischer Druckfühlcr 140 ist ebenfalls am Ende des Arms 15 vorgesehen. Eine Seitenol'fnung
146 in der Hülle 145 erlaubt den Eintritt des Rohrstücks 141, während das äußere L-nde des Rohrstücks
141 dichtend an der gegenüberliegenden Wandung 147 der Hülle 145 anliegt und durch dieselbe
vollständig verschlossen wird. Das Rohrstück ist durch Schwcißung oder eine Silb^/hartlölunu bei 146
und 147 mit der Hülle 145 verbunden.
Die Arbeitsweise der Ausführungsform von F i g. 5 ist die gleiche wie diejenige der vorher beschriebenen
Ausführungsform, mit dem Unterschied, daß der durch die Öffnungen 143 und 144 gemessene Druck
nunmehr ein statischer Druck ist, weil der Luftstrom nunmehr tangential zu den Öffnungen 143. 144
strömt. Die Hülle 145 dient dazu, den Luftstrom auszurichten und dabei den Angriffswinkel gegenüber
den Öffnungen 143,144 möglichst klein zu halten.
Auf Grund der Symmetrie des Druckfühlers 140 in der Vorwärts- und Rückwärtsrichtung ist es unwesentlich,
wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit de; Flugzeugs größer ist als die Lineargeschwindigkeii
der Spitze des Druckfühlers 140. Die tangential zun Luftstrom angeordneten Öffnungen 143, 144 führer
nämlich einen Druck, dessen maximaler Wert ai einer Seite eine Funktion der Spilzengeschwindigkei
plus Vorwärtsgeschwindigkeit ist, während der maxi male Wert an der anderen Seite der Vorwärtsgc
schwindigkeit minus der Spitzengeschwindigkeit ent spricht. Aus diesem Grund spricht die Ausführungs
form von F i g. 5 sowohl auf hohe als auch auf nie
drige Luftgeschwindigkeiten an. Zusätzlich wurde gefunden, daß auch bei strengen V/interbedingungen
nur eine geringe bzw. gar keine Vereisung der Öffnungen 143 und 144 auftritt. Dies hat seinen Grund
in der Tatsache, daß der Druck nicht an einem Stagnationspunkt gemessen wird, wie dies bei den Pitotrohren
14, 16 der vorhergehenden Ausführungsform der Fall ist.
Die erhöhte Empfindlichkeit der Geschwindigkeitsmeßvorrichtung der vorliegenden Erfindung
macht dasselbe besonders für die; Verwendung bei Helikoptern und anderen VTOL-Luftfahrzeugen geeignet,
bei welchen Geschwindigkeiten von Null auftreten können. In diesem Fall wird die Meßvorrich-
tung an einer Stelle angebracht, welche nicht mit dem Antriebssystem verbunden ist. Weiterhin kann
die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung zur Messung von Oberflächenwindgeschwindigkeiten
verwendet werden. Der hier verwendete Ausdruck »Luftgeschwindigkeit« soll sonst sowohl die Geschwindigkeit
von Luft wie auch die Geschwindigkeit eines in der Luft bewegten Objektes umfassen.
An Stelle der Pitotrohre von F i g. 1 können auch ίο Schaufeln bzw. Flügel verwendet werden, weil derartige
Elemente ebenfalls auf Luftgeschwindigkeiten ansprechen. Bei der Ausführungsform von F i g. 5
könnten auch symmetrische Venturirohre an Stelle der zylindrischen Hülle 145 verwendet werden.
Claims (11)
1. Luftgeschwindigkeitsmeßvorrichtung, bestehend aus wenigstens einem drehbaren Arm
einem an dem drehbaren Arm befestigten, auf die Geschwindigkeit der Luftströmung ansprechenden
Druckfühler und einem den drehbaren Arm im wesentlichen mit konstanter Geschwindigkeit
antreibenden Antriebsmotor, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Arm (13), ein starres Element (17) befestigt ist, welches einen
im wesentlichen senkrecht zu der Drehachse des Armes (13) verlaufenden, bei niedrigen Luftgeschwindigkeiten
die Zentrifugalwirkung in der Ebene des Armes (13) kompensierenden Luftstrom
erzeugt, und daß ein auf das Ausgangssignal des Druckfühlers (14, 140) ansprechender
Wandler (21) vorgesehen ist, welcher ein Wechselstromsignal mit der Frequenz der Drehzahl des
Druckfühlen» (14) erzeugt, das einer eine Anzeige
der Größe und Richtung der relativen Luftgeschwindigkeit abgebenden Anzeigeeinrichtung
(29, 50 bis 68) zugeführt ist.
2. Meßvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß gegenüber dem ersten drehbaren
Arm (13) ein um 180° versetzter zweiter Arm (15) vorgesehen ist, an welchem ebenfalls
ein auf die Geschwindigkeit der Luftströmung ansprechender Druckfühler (16, 140) befestigt
ist, ferner daß an diesem zweiten Arm (15) ebenfalls ein starres Element (18) befestigt ist, welches
einen im wesentlichen senkrecht zu der Drehachse des zweiten Armes (15) strömenden
Luftstrom erzeugt, und daß das Ausgangssignal des zweiten Druckfühlers (16) ebenfalls dem
Wandler (21) zugeführt ist.
3. Meßvorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Druckfühler an den Enden
der Arme (13, 15) befestigte Pitotrohre (14, 16) sind, während die an den Armen (13, 15) befestigten
starren Elemente Luftflügel (17, 18) sind.
4. Meßvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl die beiden Arme
(13, 15) als auch die zentrale Nabe (10) mit Kanälen (11, 12) versehen sind, und daß die an den
Armen (13, 15) befestigten Luftflügel (17, 18) in entgegengesetzter Richtung geneigt sind.
5. Meßvorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Druckfühler (140) mit tangential zum Luftstrom orientierten Öffnungen (143, 144) versehen
sind, und daß eine Hülle (145) vorgesehen ist, welche die öffnungen (143, 144) der Druckfühler
(140) umgibt.
6. Meßvorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Enden der Arme (15,
13) durch Enclwandungen (147) verschlossen sind, und daß die Öffnungen der Druckfühler
(143, 144) parallel zur Drehachse in den Scilcnwandungcn
der Arme (13, 15) angeordnet sind.
7. Meßvorrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die die Öffnungen
(143, 144) umgebende Hülle (145) gegenüberliegende offene Enden aufweist.
8. Meßvorrichtung nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der
Wandler (21) direkt unterhalb der die Arme (13, 14) tragenden Nabe (10) angeordnet ist und zwei
durch eine Membran (24) voneinander getrennte Kammern (22, 23) aufweist, welche über in der
Nabe (10) angeordnete Kanäle (11, 12) mit den Armen (13, 15) verbunden sind, und daß ein
Übertragungselement vorgesehen ist, welches entsprechend der Verformung der Membran (24) ein
elektrisches Signal erzeugt, das über eine Schleifring-Bürstenanordnung (30) der Anzeigeeinrichtung
(29) zugeführt ist.
9. Meßvorrichtung nach Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, daß die Anzeigeeinrichtung (29) aus einer Absolutwertschaltung (55) einem
Niederfrequenzfilter (56), einem Modulator (57) und einem Anzeiger (58) besteht.
10. Meßvorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzeigeeinrichtung (29)
zur Druck- und Temperaturkompensation zusätzlich einen Übertrager (50) aufweist, dem das über
einen Verstärker (52) geführte Ausgangssignal eines Druckkompensators (51) zugeführt ist.
während im Ausgangskreis des Übertragers (50) ein Ausgangsverstärker (53) vorgesehen ist, dessen
Verstärkungsfaktor in Abhängigkeit eines Temperaturfühlers (54) gesteuert ist.
11. Meßvorrichtung nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzeigeeinrichtung
(29) zur Direktanzeige zusätzlich einen von einem Motor (60) angetriebenen Auflöser (59)
mit zwei Rotorwicklungen aufweist, dessen Ausgangssignale über entsprechende Demodulatoren
(61, 62), Niederfrequenzfilter (63, 64), Modulatoren (65, 66), Anzeigern (67, 68) zugeführt sind.
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Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3726139A (en) * | 1970-11-18 | 1973-04-10 | Cornell Aeronautical Labor Inc | Fluid speed indicating apparatus |
US4065957A (en) * | 1976-11-15 | 1978-01-03 | Calspan Corporation | Fluid speed indicating apparatus and densitometer |
US4072049A (en) * | 1977-04-15 | 1978-02-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Apparatus for measuring surface pressures on spinning aerodynamic bodies |
US4349281A (en) * | 1980-05-15 | 1982-09-14 | Pacer Systems, Inc. | Temperature sensor assembly apparatus |
US4360888A (en) * | 1980-05-15 | 1982-11-23 | Pacer Systems, Inc. | Omnidirectional airspeed system |
US5101662A (en) * | 1990-09-24 | 1992-04-07 | Pacer Systems Inc. | Harmonically filtered speed sensing system |
US5172592A (en) * | 1990-09-25 | 1992-12-22 | Pacer Systems, Inc. | Omnidirectional pressure sensing head |
US5610845A (en) * | 1994-08-30 | 1997-03-11 | United Technologies Corporation | Multi-parameter air data sensing technique |
US10101356B2 (en) * | 2014-02-19 | 2018-10-16 | Eit Llc | Instrument and method for measuring low indicated air speed |
US10613112B2 (en) * | 2018-01-19 | 2020-04-07 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data probe assembly method |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2524747A (en) * | 1943-08-13 | 1950-10-10 | Sperry Corp | Air speed indicating system |
US2846878A (en) * | 1954-04-06 | 1958-08-12 | Kollsman Instr Corp | Air velocity indicator |
GB839405A (en) * | 1957-10-23 | 1960-06-29 | Sperry Gyroscope Co Ltd | Airspeed indicators |
US3332282A (en) * | 1965-01-14 | 1967-07-25 | Canadlan Patents And Dev Ltd | Helicopter airspeed indicator |
US3329016A (en) * | 1965-10-22 | 1967-07-04 | Joseph L Leavens | Helicopter airspeed measuring system |
-
1967
- 1967-05-25 US US641214A patent/US3400584A/en not_active Expired - Lifetime
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- 1968-03-18 SE SE03563/68A patent/SE329035B/xx unknown
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DE1698277C3 (de) | 1973-09-20 |
FR1556815A (de) | 1969-02-07 |
US3400584A (en) | 1968-09-10 |
DE1698277A1 (de) | 1972-04-13 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
E77 | Valid patent as to the heymanns-index 1977 |