DE19507235C1 - Verfahren und Vorrichtung zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen beim antriebslosen Flug - Google Patents
Verfahren und Vorrichtung zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen beim antriebslosen FlugInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur
Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen mittels eines
antriebslosen Fluggeräts mit einem Druck- und Temperaturer
fassungsgerät.
Zur Ermittlung von atmosphärischen Störungen beim antriebs
losen Flug, wie Aufwindgebieten, die auch als Thermik bekannt
sind, werden heute fast ausschließlich Meßgeräte, die als
Variometer bekannt sind, auf der Basis der Messung von Luft
druckänderungen benutzt. Dazu wird der Luftdruck, in dem sich
das antriebslose Fluggerät gerade befindet, in einem Vorrats
behälter gespeichert und das Einströmen von Luft in den
Vorratsbehälter beim Sinkflug des antriebslosen Fluggeräts
oder das Ausströmen der Luft aus dem Vorratsbehälter beim
Steigflug des antriebslosen Fluggeräts gemessen und als
Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des antriebslosen Fluggeräts
strömungsmechanisch erfaßt und mechanisch, elektrisch oder
elektroakustisch zur Anzeige gebracht. Voraussetzung für eine
Anzeige der Steig- oder Sinkgeschwindigkeit, ist jedoch, daß
sich das antriebslose Fluggerät bereits im Steig- oder Sink
flug mit seiner gesamten Flugmasse befindet. Ein wesentlicher
Nachteil der Erfassung atmosphärischer Störungen beim an
triebslosen Flug mittels Variometern ist, daß erst nach
Überwindung der Massenträgheit des Fluggerätes durch die
atmosphärische Störung eine Wahrnehmung und Anzeige der
Störung erfolgen kann.
Diese Verzögerung bewirkt nachteilig, daß ein Einfliegen in
eine atmosphärische Störung wie ein Thermik- oder Aufwindge
biet zu spät angezeigt wird. Ferner wird der Bereich größter
Steigung länger als tatsächlich vorhanden vorgetäuscht und
ein Abfallen der Thermik zu spät erfaßt.
Weitere Anwendungen, die auf Luftdruckmessungen in Luftfahrzeugen basierend sind
Geräte zur Ermittlung des Windgradienten an Bord. Dies geschieht beim Stand der Technik nach
DE 36 39 398 C1 mit Hilfe von Differenzdruckmessungen von mehreren, räumlich distanziert angebrachten
Druckmeßsonden.
Temperaturerfassungen der Innen- und Außentemperaturen sind
in antriebslosen Fluggeräten durchaus bekannt. Diese Anzeigen
dienen jedoch im wesentlichen der Warnung vor Vereisungs
gefahren oder der Überwachung von Auslösetemperaturen für
Thermikwetterlagen, wie sie durch den allgemeinen Wetter
dienst bekannt gegeben werden.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein gattungsgemäßes Verfahren
und eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens anzuge
ben, wodurch die Nachteile im Stand der Technik überwunden
werden. Insbesondere ist es eine Aufgabe der Erfindung,
atmosphärische Störungen zur Anzeige zu bringen, sobald ein
antriebsloses Fluggerät in ein Aufwind- oder Thermikgebiet
einfliegt oder sich in diesem befindet oder dieses Gebiet
verläßt, ohne daß das Fluggerät in seiner Gesamtheit von der
atmosphärischen Störung erfaßt sein muß und ohne daß eine
Flugbahnänderung zur Voraussetzung für eine Anzeige erforder
lich ist.
Diese Aufgabe wird, soweit es die Angabe eines Verfahrens be
trifft, dadurch gelöst, daß zunächst der Sollverlauf von
Temperatur und Druck für eine ruhende Standardatmosphäre in
Abhängigkeit von der Flughöhe parametriert wird und durch
Parallelmessung von Temperatur und Druck während eines Fluges
eine Detektion von Abweichungen eines gemessenen Temperatur-
Druck-Verlaufs vom Sollverlauf eine verzögerungsarme Anzeige
einer atmosphärischen Störung insbesondere eines Aufwindge
bietes oder einer Thermikblase erfolgt.
Bei dieser Lösung wird berücksichtigt, daß sich die von der
Thermik abhängigen antriebslosen Fluggeräte in ruhender Luft
auf einer abwärts gerichteten Gleitflugbahn bewegen. Die
hierbei auftretenden Druck- und Temperaturänderungen werden
fortlaufend gemessen und das daraus gebildete Differenzsignal
mit der Sollwertkurve für ruhige Luft verglichen. Die Ab
weichung, die in ruhiger Luft gegen Null tendiert, wird
verstärkt der Anzeige zur Verfügung gestellt.
Bei Einflug aus einem Gebiet ruhender Luft in den thermisch
beeinflußten Bereich ergibt sich durch die Temperaturzunahme
(bereinigt um die höhenbedingte Temperaturveränderung) eine
Abweichung und damit ein Tendenzsignal, das der zeitlichen
Signaländerung proportional ist. Beim Weiterflug in das
Thermikzentrum vergrößert sich das Signal nur noch bei weiter
steigender Temperaturzunahme, bei konstanter Zunahme bleibt
das Signal konstant. Bei stationärem Kreisflug im Thermikzen
trum geht das Signal, da hier keine weitere Zunahme mehr
erfolgt, gegen Null. Das Verlassen bewirkt eine Temperatur
abnahme und somit ein negatives Tendenzsignal bis zum Errei
chen der ruhigen Luft.
Alle Temperaturveränderungen, die rein höhenbedingt erfolgen,
werden kompensiert, so daß vorteilhaft für die Anzeige nur
die durch die Thermik bedingten Veränderungen als Signale zur
Verfügung stehen.
Die Anzeige der Signale erfolgt ähnlich wie bei bekannten
Variometeranzeigen in der Kanzel oder auf dem Armaturenbrett
eines antriebslosen Fluggerätes.
In einer bevorzugten Durchführung des Verfahrens erfolgt eine
manuelle Anpassung der Anzeige, wobei die Parametrierung des
Sollverlaufs oder der Sollkurven von Temperatur und Druck bei
konstantem Sinkflug des antriebslosen Fluggeräts in ruhender
Luft erfolgt und dieser erwartete Atmosphärenverlauf am
Anzeigegerät zum Nullabgleich der Abweichungen dient. Dieses
hat den Vorteil, daß keine aufwendige elektronische Abgleich-
und Rechenkapazität zur Anpassung an die jeweilige Wetterlage
erforderlich ist und trotzdem ein exakte Parametrierung
während des Gleitflugs in ruhender Luft erfolgen kann. Dar
über hinaus müssen keine Normkennlinien für den Temperatur-
und Druckverlauf vor Antritt eines Fluges gespeichert werden,
sondern können während eines Fluges erflogen und ständig den
Umgebungsbedingungen angepaßt werden. Dazu wird vorzugsweise
der gespeicherte Sollverlauf mit den auftretenden Temperatur-
und Druckänderungen beim Flug durch ruhende Luft, die frei
von atmosphärischen Störungen ist, fortlaufend verglichen und
ein Differenzsignal zum Sollwertverlauf für ruhige Luft
erzeugt. Die Abweichung dieses Differenzsignals vom Sollwert
tendiert in ruhiger Luft gegen Null und wird nach Verstärkung
vorzugsweise durch einen Differentiator ausgewertet und der
Anzeige zur Verfügung gestellt.
Vorzugsweise wird an dem Differentiatorausgang ein um die
höhenbedingte Temperaturänderung bereinigtes und der zeitli
chen Signaländerung proportionales Tendenzsignal ausgegeben,
das sich beim Einfliegen insbesondere in ein Aufwindgebiet
vergrößert, bei konstanter Temperaturzunahme konstant bleibt
und sich bei weiter steigender Temperaturzunahme vergrößert,
bei gleichbleibender Temperatur gegen Null geht, sowie sich
beim Verlassen insbesondere eines Aufwindgebietes in ein
negatives Tendenzsignal umkehrt bis es beim Erreichen ruhen
der Luft wieder gegen Null tendiert.
Da Temperaturabweichungen in der Atmosphäre von den bekannten
höhenabhängigen Temperaturverläufen mit wesentlich geringerer
Verzögerung feststellbar sind, als das Aufsteigen oder Ab
sinken eines gesamten Fluggerätes, wird vorteilhaft mit dem
erfindungsgemäßen Verfahren eine nahezu verzögerungsfreie
Anzeige beim Einfliegen, beim Ausfliegen oder beim Verbleiben
des Fluggerätes in einem Thermikgebiet ermöglicht.
Die Aufgabe, eine gattungsgemäße Vorrichtung zur Durchführung
des Verfahrens anzugeben, wird dadurch gelöst, daß eine
Druckmeßsonde, die mit der Umgebungsluft in Wirkverbindung
steht, über einen mechanisch-elektrischen Wandler und einen
Verstärker mit einem Komperator verbunden ist und parallel
dazu eine Temperaturmeßsonde aufweist, die mit der Umgebungs
luft des antriebslosen Fluggerätes in Kontakt ist und über
einen physikalisch-elektrischen Wandler und einen Verstärker
mit dem Komparator verbunden ist, wobei der Komparator über
einen Abgleichwiderstand mit einem Speicher in Wirkverbindung
steht und der Komparator die Sollwertkurven für Temperatur-
und Druck bei ruhenden Luft als elektrisches Signal W des
Abgleichswiderstands mit den Temperatur- und Druckdaten (T,
D) vergleicht und über einen Verstärker mit einem Differen
tiator in Wirkverbindung steht, der die sich zeitlich ändern
den Abweichungen an einen angeschlossenen Verstärker zur
Ausgabe an ein Anzeigegerät überträgt.
Der wesentliche Vorteil der Vorrichtung ist die sofortige
Anzeige eines Einflugs in ein Thermikgebiet. Die trägheits
verzögerte Vertikalbewegung des Fluggeräts, die für die
Anzeige mittels klassischer Instrumente Voraussetzung ist,
wird nicht benötigt. Darüberhinaus werden Temperaturverände
rungen durch Steig- oder Sinkflug ausgefiltert oder kompen
siert.
Zusätzlich kann vorteilhaft pulsierende Thermik in der Ruhe
phase bei der die Luftmasse zwar wärmer als die Umgebungsluft
ist, aber kurzzeitig keine Aufwärtsbewegung auftritt, erfaßt
werden.
Die Anzeigeverzögerung beschränkt sich bei dieser Vorrichtung
lediglich auf die Ansprechzeit oder Zeitkonstante einer
Temperaturmeßsonde, die die Temperaturänderung der Umgebungs
luft feststellt. Da die Zeitkonstanten derartiger Meßsonden
unter einer Sekunde im Millisekundenbereich liegen, ist die
erfindungsgemäße Vorrichtung wesentlich schneller und exakter
als eine Variometeranzeige, die erst möglich ist, wenn die
gesamte Masse des antriebslosen Fluggerätes seine Flugbahn
geändert hat, was durchaus im Bereich von mehreren Sekunden
liegen kann.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist das
Anzeigegerät ein analoges Zeigerinstrument, ein digitalisier
tes Anzeigegerät mit variabler Dämpfung, ein Integrator mit
Anzeige der zeitlichen Mittelwerte oder eine frequenz- und
taktmodulierte Tongeneratoranzeige. Die Art der Anzeige ist
vorteilhaft an die Bedürfnisse des Piloten eines antriebs
losen Fluggerätes anpaßbar. Es können sowohl ein mittleres
Steigen zur Anzeige gebracht werden, als auch ein akustisches
Signal, das mit seiner Tonhöhe oder Impulsfolge die aktuelle
Stärke des Steigens oder des Sinkens in einem Thermikgebiet
anzeigt. Eine digitalisierte Anzeige oder Ziffernanzeige ist
genauso darstellbar, wie eine analoge Zeigeranzeige.
In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung
ist das Druckmeßgerät ein temperaturkompensierter Membransen
sor mit einer auf der Druckmembran integrierten Widerstands
meßbrücke zur Absolutdruckmessung, wobei die Verformungen der
Druckmembran Widerstandsänderungen hervorruft, die durch die
Widerstandsmeßbrücke in elektrische Signale umgewandelt
werden. Diese Ausführungsform hat den Vorteil, daß der Druck
meßanteil der erfindungsgemäßen Vorrichtung relativ kompakt
und für eine elektrische Weiterverarbeitung der Druckmeßwerte
besonders geeignet ist. Anstelle eines Membransensors kann
auch ein Druckmeßsensor auf der Basis eines piezoelektrischen
Kristalls eingesetzt werden.
Zur Kompensation der Temperaturabhängigkeit weist der Mem
bransensor beispielsweise eine kalibrierte Zenerdiode auf die
die temperaturbedingte Schrumpfung und Ausdehnung der Membran
bei der elektronischen Weiterverarbeitung der Druckmeßsignale
kompensiert.
Als Temperaturmeßsonde wird vorzugsweise ein Miniatur-Silizi
um-Planar-Sensor mit geringer Masse und kurzer Ansprechzeit
eingesetzt, wobei die thermische Zeitkonstante diese Sonde
unter 1 s/°C liegt. Das hat den Vorteil, daß Umgebungstempe
raturänderungen, die in Thermikgebieten bei Zehntel eines °C
liegen können, innerhalb weniger als 100 Millisekunden ange
zeigt werden.
Die anliegenden Figuren, Tabellen und Beispiele sollen die
Erfindung näher erläutern und ein bevorzugtes Ausführungsbei
spiel dokumentieren.
Fig. 1 zeigt drei wesentliche Phasen beim Einflug eines
antriebslosen Fluggerätes in ein Thermik- oder
Aufwindgebiet mit dem Verlauf der Isothermen und
Isobaren in vertikaler Staffelung und in horizonta
ler Richtung.
Fig. 2 zeigt einen Kreisflug in Draufsicht eines antriebs
losen Fluggeräts in einem Thermikgebiet mit geogra
phischer Staffelung der Isobaren.
Fig. 3 zeigt ein Blockschaltbild der erfindungsgemäßen
Vorrichtung.
Fig. 4 zeigt die Schaltung einer bevorzugten Ausführungs
form der erfindungsgemäßen Vorrichtung.
Fig. 1 zeigt drei wesentliche Phasen zwischen den Punkten A-
B, B-C, C-D beim Einflug eines antriebslosen Fluggerätes in
ein Thermik- oder Aufwindgebiet mit dem Verlauf der Isother
men 3 in durchgezogenen Linien und Isobaren 4 in gestrichel
ten Linien in vertikaler Staffelung und in horizontaler
Richtung. Dabei zeigen die Pfeile F die Höhe der Temperatur
differenz zwischen einer stabilen Atmosphäre und einer
atmosphärischen Störung, wie sie prinzipiell in Thermikgebie
ten auftreten. Die horizontale Erstreckung dieser Prinzip
skizze kann sich beispielsweise auf eine Länge von 5 km
ausdehnen. Die vertikale Staffelung kann sich beispielsweise
auf eine Höhe zwischen 800 und 1000 m erstrecken. Die Tempe
ratur nimmt mit zunehmender Höhe ab und ist auf gleichblei
bender Höhe in stabiler Atmosphäre am rechten und linken Rand
des betrachteten Gebietes konstant. Der Luftdruck nimmt
entsprechend der barometrischen Höhenformel mit der Höhe ab
und ist auf gleichbleibender Höhe in kleinflächigen Gebieten,
wie dem hier betrachteten konstant, wenn von großflächigen
wetterbedingten Hoch- oder Tiefdruckzonen abgesehen wird.
Die Kurve 5 in Fig. 1 veranschaulicht den Einflug eines an
triebslosen Fluggerätes in das Thermikgebiet, aus einem
Gebiet mit stabiler Atmosphäre. In der ersten Phase vom
Punkt A zum Punkt B befindet sich das Fluggerät in stabiler
Atmosphäre und der Pilot hat Zeit und Gelegenheit gemäß dem
erfindungsgemäßen Verfahren eine Anpassung des Arbeitspunktes
des Komparators durch Verstellen eines Potentiometers durch
zuführen und damit eine Parametrierung der der Gleitflugbe
dingungen vorzunehmen. Sobald der Punkt B überflogen wird
zeigt das erfindungsgemäße Verfahren eine atmosphärische
Störung an, da die Isothermen nicht mehr parallel mit den
Isobaren vertikal gestaffelt sind, sondern eine Temperatur
differenz entsprechend den Pfeilen F auftritt. Bereits an
Fig. 1 ist erkennbar, daß lokale atmosphärische Störungen,
wie Thermik oder Aufwinde durch Isothermen wesentlich deutli
cher angezeigt werden als durch Isobaren. Nach Einflug in ein
Thermikgebiet mit einem antriebslosen Fluggerät bei 100 bis
250 km/Std Geschwindigkeit wird mit herkömmlichen Mitteln,
wie Variometern, erst in der Steigphase, der Flugphase C-D,
eine deutliche Anzeige der atmosphärischen Störung erfolgen,
was bei enger Thermik, wie in diesem Beispiel, dazu führt,
daß das Thermikgebiet bereits durchflogen ist, bevor das her
kömmliche Erfassungsverfahren auf die Druckdifferenz P zwi
schen Punkt C und D reagiert.
Das erfindungsgemäße Verfahren macht es möglich, daß der
Temperaturanstieg beim Durchfliegen des Punktes B bereits
erfaßt wird und auch der Temperaturabfall im Punkt D exakt
angezeigt wird und kein Steigen, wie beim herkömmlichem
Verfahren meßtechnisch vorgetäuscht wird.
Noch deutlicher ist dieses in Fig. 2 zu sehen, die einen
Kreisflug in Pfeilrichtung K in Draufsicht eines antriebs
losen Fluggeräts in einem Thermikgebiet mit geographischer
Staffelung der Isothermen zeigt. Dabei liegt das Zentrum des
Aufwindgebiets im Bereich 2 mit der größten Temperaturüberhö
hung und wird von einem atmosphärisch stabilen Gebiet 1 mit
Null-Überhöhung umgeben. Dazwischen liegen geschlossene
Isothermen 3, die die Zunahme der Temperaturdifferenz
zwischen Bereich 1 und Bereich 3 in gleichbleibender Höhe
zeigen. Die Anflugphase ist wieder mit A-B gekennzeichnet, in
der ein Nullabgleich vorgenommen werden kann. Unmittelbar
beim Einflug in das Thermikgebiet am Punkt B wird mit dem
erfindungsgemäßen Verfahren die Thermik angezeigt und die
Schwankungen in der Aufwindstärke können in jeder Phase des
Kreisfluges mit dem erfindungsgemäßen Verfahren erfaßt und
mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Anzeige gebracht
werden.
Fig. 3 zeigt ein Blockschaltbild der erfindungsgemäßen Vor
richtung. Ein Drucksensor 6, beispielsweise TSP 411HB-A von
Texas Instruments, ist über einen Verstärker 8 an einen
Eingangsanschluß eines Komparators 10 angeschlossen und
liefert das Signal D. An einen zweiten Anschluß des Kompara
tors 10 ist über einen Verstärker 9 ein Temperatursensor 7,
beispielsweise KTY 11-6 von Siemens, angeschlossen und lie
fert das Signal T. Ein dritter Eingang verbindet den Kom
parator 10 mit einem Anpassungswiderstand 11, mit dem eine
Anpassung des Arbeitsbereichs des Komparators an unterschied
liche Wetterlagen mittels des Signals W vorgenommen werden
kann. Der Komparator bildet ein Differenzsignal Y = D-T+W und
leitet dieses Signal Y über einen Verstärker 12, einen Diffe
rentiator 13 und einem weiteren Verstärker 14 in Reihenschal
tung dem Anzeigegerät 15 zu.
Der Drucksensor 6 ist ein temperaturkompensierter Membransen
sor zur Absolutdruckmessung. Verformungen der Druckmembran
bewirken bei diesem Sensortyp Widerstandsänderungen in der
auf der Membran integrierten Widerstands-Meßbrücke. Zur
Kompensation der Temperaturabhängigkeit der Brückenwiderstände
wird eine kalibrierte Zenerdiode verwendet. Die Zenerspannung
dient als Versorgungsspannung für die Meßbrücke, wobei der
positive Temperaturkoeffizient (TC) der Zenerdiode den nega
tiven TC der Meßbrücke von typisch - 0,2%/K (bei 1 bar) auf
typisch ± 0,02%/K kompensiert.
Die folgende Tabelle zeigt im Detail die Parameterwerte des
Drucksensors, beispielsweise TSP 411HB-A von Texas Instru
ments:
Als Temperatursensor 7 wird beispielsweise ein Miniatur-Sili
zium-Planar-Temperatursensor mit geringer Masse und kurzen
Ansprechzeiten, wie beispielsweise der KTY 11-6 von Siemens
eingesetzt. Seine Parameter zeigt die folgende Tabelle für
eine Sensorcharakteristik bei TA = 25°C und IB = 1mA:
Fig. 3 zeigt die gleichzeitige Messung von Temperatur und
Druck über parallele Meßketten. Die Ausgangskennlinien bzw.
die Empfindlichkeiten der beiden Meßzweige lassen sich ge
trennt voneinander über die Verstärkerstufen 8 und 9 variie
ren. Die Verstärkungsfaktoren werden dabei so eingestellt,
daß das vertikale Druck-und Temperaturprofil der ruhenden
Standardatmosphäre zwei annähernd deckungsgleiche Kennlinien
erzeugt, die sich am Komparatorausgang gegenseitig kompensie
ren (T-D). Bei Flugbewegungen in ruhender Atmosphäre ver
ursachen deshalb höhenbedingte Druck-und Temperaturverände
rungen nahezu keine Signaländerung Y am Komparatorausgang,
während thermikbedingte Temperaturabweichungen ein Differenz
signal Y hervorrufen.
Zusätzlich erreicht man mit der Differenzsignalbildung eine
Empfindlichkeitssteigerung, da die großen Offsetanteile der
beiden Meßgrößen eliminiert werden. Über die dem Komparator
nachgeschaltete Verstärkerstufe 12 kann deshalb das Diffe
renzsignal ein weiteres Mal verstärkt werden, wobei die
Aussteuerungsgrenzen des Verstärkers den Arbeitsbereich der
Gesamtschaltung bestimmen. Die Anpassung des Arbeitsbereiches
an die je nach Wetterlage verschiedenen Temperatur-und Druck-
Basiswerte erfolgt durch Addition einer einstellbaren Off
setspannung am Komparatoreingang. Eine Anpassung der Aus
steuerungsgrenzen der beiden Eingangsmeßzweige ist wegen der
geringeren Verstärkung durch die Verstärker 8 und 9 im all
gemeinen nicht notwendig.
Zur weiteren Auswertung gelangt das verstärkte Komparatoraus
gangssignal in ein Differenzierglied 13. Die Beschränkung auf
die Tendenzanzeige 15 läßt eine weitere Signalverstärkung 14
am Differentiatorausgang zu, ohne daß dabei gleichzeitig der
Arbeitsbereich der Gesamtmeßkette verkleinert wird.
Fig. 4 zeigt die Schaltung einer bevorzugten Ausführungsform
der erfindungsgemäßen Vorrichtung. Die Ausführung der bevor
zugten Ausführungsform erfolgt als Analogschaltung mit dem
Operationsverstärker TL 084 (Texas Instruments). Der Aufbau
erfolgt durch direkte Verdrahtung der Bauelemente auf Lochra
sterplatine.
Bei dem IC TL 084 handelt es sich um eine im einem DIL-Gehäuse
integrierte Viererkombination von Operationsverstärkern mit
FET-Eingangsstufen. Für den Schaltungsaufbau einer Ausfüh
rungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit sieben Opera
tionsverstärkern werden zwei IC′s (IC 1, IC 2) benötigt.
Der Drucksensor 6, TSP 411HB-A, wird am Vorwiderstand R3
betrieben, dieser begrenzt den Eingangsstrom auf 1.9 mA. Die
symmetrische Brückenspannung wird an den Anschlüssen 1 und 5
abgenommen und über den Differenzverstärker IC 1B (Verstär
kungsfaktor A=45,5) in ein asymmetrisches Signal gewandelt.
Nach einer weiteren Verstärkung im Verstärker 8, IC 1D (A von
1.3 bis 14.3 einstellbar) gelangt das Drucksignal an den
ebenfalls als Differenzverstärker ausgeführten Komparator,
10, IC 1A.
Der Temperatursensor 7, KTY 11-6 wird mit dem Vorwiderstand
R12 betrieben, neben der Begrenzung des Eingangsstroms dient
dieser zugleich als optimierter Vorwiderstand zur Linearisie
rung der Sensorkennlinie. Im Temperaturbereich von 0 bis 30
°C ergibt sich hierdurch eine maximale Linearitätsabweichung
der Sensor-Ausgangskennlinie von ca. 0.1°C gegenüber der
Bezugsgeraden. Nach der Verstärkung im nichtinvertierenden
Verstärker 9, IC 1C ( A von 10.6 bis 257) gelangt das Tempe
ratursignal an den invertierenden Eingang des Komparators 10,
IC 1A.
Die Anpassung des Arbeitsbereiches an verschiedene, durch die
Wetterlage vorgegebene Temperatur- und Druck-Basiswerte kann
über das Potentiometer 11 vorgenommen werden. Durch diese
Einstellung der Offsetspannung am nichtinvertierenden Kom
paratoreingang läßt sich die Differenzspannung am Komparator
ausgang minimieren und auf die Aussteuerungsgrenzen der
nachfolgenden Verstärkerstufe 12, IC 2A (A von 11 bis ∞)
abstimmen.
Zur Differentation gelangt das Ausgangssignal der Verstärker
stufe 12, IC 2A an ein CR-Glied (Hochpaß 1. Ordnung) dem zur
Impedanzwandlung der Spannungsfolger IC 2B nachgeschaltet
ist. Der Differentiator 13 besitzt eine Zeitkonstante τ = 3.3
ms. Für Signal-Änderungsfrequenzen f 4.8 Hz kann die Aus
gangsspannung als proportional zum Differential der Eingangs
spannung angesehen werden. Bei Berücksichtigung einer Tempe
ratur-Nachweisgrenze von ΛT = 0.1°C pro 10 m horizontaler
Flugstrecke ist eine maximale Signal-Änderungsfrequenz von
ca. 1 Hz zu erwarten. Die Annahme von höheren Änderungsge
schwindigkeiten ist auch in Hinblick auf die Sensor- und
Anzeigenträgheit nicht sinnvoll.
Das Differentiator-Ausgangssignal wird in der Verstärkerstufe
14, IC 2C (A von 101 bis ∞) noch einmal verstärkt und gelangt
dann an die Analoganzeige 15 (Amperemeter 100 µA). Mit dem Um
schalter S1 kann zwischen der Anzeige des Absolutwertes und
der Tendenzanzeige umgeschaltet werden.
Die Anzeige kann wie eine herkömmliche Variometeranzeige
gestaltet werden oder durch Digitalisieren der Sensorsignale
mit nachgeschalteter digitaler Signalverarbeitung für eine
Ziffernanzeige aufbereitet werden. Darüberhinaus kann auch
eine automatische Anpassung der Kennlinieneinstellung an den
aktuellen Gesamtatmosphären-Verlauf installiert werden, so
daß die manuelle Anpassung entfällt.
Claims (7)
1. Verfahren zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen,
insbesondere von Aufwindgebieten oder Thermikgebieten mittels eines
antriebslosen Fluggeräts mit einem Druck- und Temperatur
erfassungsgerät, dadurch gekennzeichnet, daß zunächst ein Sollverlauf
oder Sollkurven von Temperatur und Druck für eine ruhende Standard
atmosphäre in Abhängigkeit von der Flughöhe parametriert und
gespeichert werden und durch Parallelmessung von Temperatur und
Druck während eines Fluges eine Detektion von Abweichungen eines
gemessenen Temperatur-Druck-Verlaufs vom Sollverlauf eine
verzögerungsarme Anzeige einer atmosphärischen Störung erfolgt.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die
Parametrierung des Sollverlaufs oder der Sollkurven von Temperatur
und Druck bei konstantem Sinkflug des antriebslosen Fluggeräts in
ruhender Luft erfolgt und dieser erwartete Atmosphärenverlauf am
Anzeigegerät zum Nullabgleich der Abweichungen dient.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der
gespeicherte Sollverlauf mit den auftretenden Temperatur- und Druck
änderungen beim Flug durch ruhende Luft, die frei von atmosphärischen
Störungen ist, fortlaufend verglichen wird, wobei ein Differenzsignal
zum Sollwertverlauf für ruhige Luft erzeugt wird, dessen Abweichung
vom Sollwert in ruhiger Luft gegen Null tendiert und verstärkt wird und
dem Anzeigegerät zur Verfügung gestellt wird.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,
daß das Differenzsignal zum Sollwertverlauf für ruhige Luft einem
Differentiator zugeführt wird und ein Tendenzsignal gebildet wird und
dieses Tendenzsignal zur Anzeige des Einfliegens und des Verlassens
eines Gebiets mit atmosphärischer Störung dient.
5. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens der Messung und
Nutzung atmosphärischer Störungen mittels eines antriebslosen Flug
geräts mit einem Temperatur- und Druckerfassungsgerät, dadurch
gekennzeichnet, daß eine Druckmeßsonde, die mit der Umgebungsluft
in Wirkverbindung steht, über einen mechanisch-elektrischen Wandler
und einen Verstärker mit einem Komparator verbunden ist und parallel
dazu eine Temperaturmeßsonde aufweist, die mit der Umgebungsluft
des antriebslosen Fluggeräts in Kontakt ist und über einen physikalisch-
elektrischen Wandler und einen Verstärker mit dem Komparator ver
bunden ist, wobei der Komparator über einen Abgleichwiderstand mit
einem Speicher in Wirkverbindung steht und der Komparator die Soll
wertkurven für Temperatur und Druck bei ruhender Luft als elektrisches
Signal W eines Anpassungswiderstands mit den Temperatur- und
Druckdaten (T, D) vergleicht und über einen Verstärker mit einem
Differentiator in Wirkverbindung steht, der die sich zeitlich ändernden
Abweichungen an einen angeschlossenen Verstärker zur Ausgabe an ein
Anzeigegerät überträgt.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das An
zeigegerät ein analoges Zeigerinstrument, ein digitalisiertes Anzeige
gerät mit variabler Dämpfung, ein Integrator mit Anzeige der zeitlichen
Mittelwerte oder ein frequenz- und taktmodulierter Tongenerator ist.
7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet,
daß die Temperaturmeßsonde ein Miniatur-Silizium-Planar-Sensor mit
geringer Masse und kurzer Ansprechzeit ist, wobei die thermische
Zeitkonstante unter 1 s/°C liegt.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1995107235 DE19507235C1 (de) | 1995-03-02 | 1995-03-02 | Verfahren und Vorrichtung zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen beim antriebslosen Flug |
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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DE1995107235 DE19507235C1 (de) | 1995-03-02 | 1995-03-02 | Verfahren und Vorrichtung zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen beim antriebslosen Flug |
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DE19507235C1 true DE19507235C1 (de) | 1996-08-22 |
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Family Applications (1)
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DE1995107235 Expired - Fee Related DE19507235C1 (de) | 1995-03-02 | 1995-03-02 | Verfahren und Vorrichtung zur Messung und Nutzung atmosphärischer Störungen beim antriebslosen Flug |
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DE (1) | DE19507235C1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2006084767A1 (de) * | 2005-02-14 | 2006-08-17 | Fraunhofer Gesellschaft Zur Förderung Der Angewandten Forschung E. V. | Piezoelektrischer sensor mit thermosensor und verstärkerschaltung |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3639398C1 (en) * | 1986-11-18 | 1988-03-03 | Greipl Werner | Arrangement for determining the wind gradient on board an aircraft |
-
1995
- 1995-03-02 DE DE1995107235 patent/DE19507235C1/de not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3639398C1 (en) * | 1986-11-18 | 1988-03-03 | Greipl Werner | Arrangement for determining the wind gradient on board an aircraft |
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WO2006084767A1 (de) * | 2005-02-14 | 2006-08-17 | Fraunhofer Gesellschaft Zur Förderung Der Angewandten Forschung E. V. | Piezoelektrischer sensor mit thermosensor und verstärkerschaltung |
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