DE2025787B2

DE2025787B2 - Meßsonde zur Ermittlung statischer Strömungsmitteldrücke

Info

Publication number: DE2025787B2
Application number: DE2025787A
Authority: DE
Inventors: Richard Vern Hopkins Deleo; Floyd Wendell Eden Prairie Minn. Hagen
Original assignee: Rosemount Engineering Co Ltd
Current assignee: Emerson Process Management Ltd
Priority date: 1969-05-26
Filing date: 1970-05-26
Publication date: 1981-07-16
Also published as: SE375611B; DE2025787A1; US3585859A; GB1298848A; FR2048849A5; DE2025787C3; JPS5034954B1

Description

Die Erfindung betrifft eine Meßsonde zur Ermittlung statischer Strömungsmitteldrücke der im Oberbegriff von Anspruch 1 angegebenen und aus der GB-PS 64 206 bekannten Art.

Gemäß DE-PS 19 20 699 wird bereits eine Meßsonde vorgeschlagen, die zur Ermittlung statischer Stromungsmitteldrücke an ihrem hinteren Ende mit einer sich seitlich erstreckenden Tragstrebe zur Befestigung unter einem Abstand von einer in dem Strömungsmittelstrom befindlichen Außenfläche versehen ist. Diese Meßsonde ermittelt neben dem Pitot-Druck aerodynamisch kompensiert den statischen Druck, wobei die Kompensitrung sowohl für den Unterschall- als auch für den Überschallbetrieb vorgesehen ist Wenn hohe Geschwindigkeiten auftreten, ist es wesentlich, daß die Meßsonden zuverlässige Werte über den statischen Druck liefern. Wenn die Sonde zur Messung des statischen Druckes selbst mit Kompensationseigenschaften zur Lieferung zuverlässiger Werte versehen ist, ohne daß an Bord des Fluggerätes Rechenoperationen erforderlich werden, ist die Zuverlässigkeit des Systems erheblich vergrößert Ein kompensiertes Pitot-Rohr für die gleichzeitige Messung des statischen Druckes soll zuverlässige Drucksignale erzeugen, die so modifiziert sind, daß sie den örtlichen Strömungsbedingungen und Fehlern Rechnung tragen, die durch den Rumpf und/oder andere Störeinflüsse, wie die Oberflächen von Flugzeugtragflächen, hervorgerufen werden. Bei der Verwendung von Meßsonden zur Bestimmung von Luftwerten ist es ferner zweckmäßig, kurze an einer Stütze angeordnete Sonden zu haben, die an den seitlichen Oberflächen des Rumpfes des Flugzeuges angeordnet sind, um das Gewicht und den Luftwiderstand auf eiü Minimum zu reduzieren. Derartige kurze, an einer Strebe angeordnete statische Meßrohre oder Meßrohre zur gleichzeitigen Bestimmung des Pitot-Druckes und des statischen Druckes sind kräftig, widerstehen mechanischer Beschädigung und erfordern eine ziemlich geringe Energie zum Enteisen. Eine kurze

J5 Meßsonde erstreckt sich im allgemeinen von der Strebe etwa zwischen 7,6 und 30,5 cm in der Länge nach vorn. Bei einer kurzen, an einer Strebe angeordneten Meßsonde wird bei Unterschallgeschwindigkeiten der statische Druck über die gesamte Länge durch die Strebe beeinflußt. Wenn die Sonden bei Flugkörpern bzw. Flugzeugen eingesetzt werden sollen, die sowohl bei Unterschall- als auch bei Überschallgeschwindigkeit fliegen, werden die Probleme einer genauen Druckmessung komplexer, da bei Überschallgeschwindigkeiten

■Γ) die Strebe nicht mehr die Drücke an der Sonde stromauf beeinflußt.

Die Meßsonde gemäß GB-PS 7 64 206 ist in anderer Weise an der Außenfläche befestigt, indem ein Meßkopf mittels eines Universalgelenks an einer Strebe angeordnet ist und sich weit nach vorn an der Bugspitze des Flugkörpers, wie eines Geschosses oder einer Rakete, erstreckt. Zur Stabilisierung des Sondenkopfes sind Flügel vorgesehen, so daß eine Gesamtanordnung entsteht, die zwar ebenfalls unter Abstand von der Außenfläche des Flugzeugs angebracht ist, aber nicht unter seitlichem Abstand. Im übrigen erzeugen die Flügel einen zusätzlichen Luftwiderstand, der die Messung des statischen Druckes beeinträchtigt. Um diesen dennoch möglichst fehlerfrei zu erfassen, sind

bo zahlreiche kleine öffnungen in der Mitte eines zylindrischen Rohrs angeordnet. Ein zylindrischer Rohrabschnitt befindet sich zwischen der konischen Spitze des Pitot-Rohres, das eine Staudrucköffnung hat, und einer konischen Hülse, die lediglich den Übergang

b5 von dem zylindrischen Rohrabschnitt zu einem Siirnflansch bildet. Die beiden so gebildeten Oberflächenabschnitte stehen in keinerlei Beziehung zueinander und sind bewußt von den öffnungen zur Ermittlung des

statischen Drucks soweit abgerückt, daß der statische Druck im wesentlichen unabhängig von der Strömungsgeschwindigkeit gemessen werden kann.

Weiterhin ist aus der FR-PS 14 11 017 eine Meßsonde zur Ermittlung statischer Strömungsmitteidrücke bekannt, die ebenfalls an dem Bug eines Flugkörpers angeordnet werden soll und als Kompensationsmittel eine stromab nach einem bestimmun Kurvenprofil stetig divergierende Sondenoberfläche aufweist. Außerdem ist ein Meßkopf drehbar zn dem Sondengehäuse gelagert, um die öffnungen zur Ermittlung Jes statischen üruckes in dem Meßkopf stets genau auszurichten. Hierzu hat der Meßkopf an seiner Spitze einen Flügel, der den Meßkopf dreht und so eine Kompensation des statischen Druckes im Mach-Bereich ermöglicht. Auf diese Weise sollen sich Fehlmessungen durch Wind- und Höhenänderungen auf ein Minimum reduzieren lassen.

Demgegenüber ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine wesentlich einfachere Meßsonde zur Ermittlung des statischen Druckes zu schaffen, die bei Überschallflugbedingungen ebenso wie bei Unterschallflugbedingungen aerodynamisch kompensiert ist, so daß mit nur einem Meßinstrument ein erweiterter Meßbereich erfaßbar ist.

Zur Lösung dieser Aufgabe werden erfindungsgemäß die kennzeichnenden Merkmale von Anspruch 1 vorgeschlagen.

Gegenüber den beiden bekannten Anordnungen ergibt sich hierdurch zunächst der Vorteil, daß die relativ kurze Meßsonde keinerlei bewegliche Teile aufweist, jedoch eine Kompensation der statischen Druckmessung über weite Geschwindigkeitsbereiche ermöglicht. Die Meßsonde braucht nicht an einer Bugspitze befestigt zu werden, sondern es können eine oder mehrere Meßsonden seitlich unter Abstand von der Außenfläche des Flugkörpers angeordnet werden. Die kurze Meßsonde kann eine Öffnung zur Ermittlung des Staudrucks und im übrigen eine ziemlich frei gestaltete Oberfläche aufweisen. Wesentlich ist nur, daß zwei stromab divergierend ausgebildete Oberflächenabschnitte unmittelbar aneinander grenzen und die Öffnungen zur Ermittlung des statischen Druckes im Bereich der Übergangsstelle der beiden Oberflächenabschnitte vorgesehen sind. Durch die aerodynamische Kompensation wird erreicht, daß der gemessene Druck in guter Annäherung dem statischen Druck entspricht, der an einer Stelle gemessen würde, die außerhalb jeglicher Störungseinflüsse durch das Flugzeug und die Befestigungsstrebe liegt.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

An Hand der Figuren wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine Seitenansicht der an einer Strebe angeordneten Meßsonde,

F i g. 2 eine Stirnansicht der Meßsonde gemäß F i g. 1, F i g. 3 einen Schnitt gemäß Linie 3-3 in F i g. 1,

F i g. 4 eine vergrößerte Draufsicht eines Teils des rohrförmigen Gehäuseabschnittes der Mi.ßsonde gemäß F i g. 1 und

F i g. 5 bis 7 Diagramme zur Veranschaulichung des Einflusses auf den gemessenen statischen Druck bei an unterschiedlichen Stellen angeordneten Meßöffnungen und unterschiedlichen Oberflächenwinkeln.

Eine kurze, an einer Strebe angeordnete Meßsonde tO zur Ermittlung von Luftwerten ist an der Außenfläche II eines Flugzeugs angeordnet und steht von der Seite des Flugzeugs ab. Die Sonde 10 weist eine Strebe 12 auf, die mit einer Montageplatte 13 auf der Außenfläche Il des Flugzeugs angeordnet ist und erstreckt sich von dieser aus seitlich nach außen. Die Strebe 12 weist einen stromlinienförmigen Querschnitt auf und erstreckt sich nach vorn bzw. stromauf sowie nach außen, wenn man die relative Strömungsrichtung zugrundelegt. Die Strebe 12 trägt eine rohrförmige Sonde 14. und das Sondengehäuse weist ein äußeres

ίο freies Ende auf, das stromauf in Richtung der relativen Strömung weist. Während des Fluges verläuft die Strömung entlang der Sonde, die Luftmeßwerte liefert. Zur gleichzeitigen Messung des Pitot-Druckes kann die vordere Stirnfläche der Sonde 14 mit einer im

π wesentlichen stromauf weisenden Pitot-Öffnung 15 versehen sein, die durch geeignete Kammern und Druckleitungen mit Instrumenten zur Anzeige des Pitot-Druckes verbunden ist.

Das Pitot-Rohr im Anschluß an die öffnung 15 ist

^i gegenüber der statischen Druckmeßkammer der Sonde abgedichtet. Die Verwendung der Pitot-Öffnung 15 beeinträchtigt weiterhin die Druckverteilung, wobei ohne weiteres erkennbar ist. daß die Sonde auch dann arbeitet, wenn die Pitot-Öffnung in Betrieb ist.

>3 Das Sondengehäuse weist eine Längsachse 16 auf. die gleichzeitig die Mittelachse darstellt. Die Sonde ist vom stromaufweisenden bzw. freien Ende her konusartig ausgebildet und erstreckt sich nach hinten zu einer Übergangsstelle 17 und hat einen ersten vorderen

in äußeren kegelstumpfartigen Oberflächenabschnitt 18. der unter einem mittleren Winkel von 2° bis 4^r zu der Achse 16 des Gehäuses nach hinten zur Übergangsstelle 17 ansteigend ausgebildet ist. Die Konizität der Oberfläche nimmt von der Stirnseite nach hinten hin zu.

3ΐ wobei der Zuwachswinkel zwischen Γ bis 6° in bezug auf die Achse beträgt. Ferner ist ein zweiter kegelstumpfartiger Oberflächenabschnitt 21 vorgesehen, der sich von der Übergangsstelle 17 zu einer Basislinie 22 erstreckt, an der die äußere Oberfläche des Gehäuses in eine zylindrische Oberfläche 23 übergeht. Der zweite kegelstumpfartige Oberflächenabschnitt 21 ist unter einem größeren Winkel gegenüber der Achse 16 angeordnet als der erste kegelstumpfartige Oberflächenabschnitt 18. Der Winkel des Oberflächenab-Schnitts 21 beträgt zwischen 3° und 8° und sollte 1" bis 6° größer sein als der Winkel des ersten Oberflächenabschnitts 18. Auf diese Weise entstehen zwei Gehäuseabschnitte, die beide gegenüber der Längsachse 16 des Gehäuses nach hinten größer werden, jedoch unter unterschiedlichen Winkeln. Anders ausgedrückt sind die Oberflächenabschnitte 18 und 21 nach hinten gegenüber der Achse 16 divergierend ausgebildet. Sie müssen nicht notwendigerweise einen Kreisform-Querschnitt haben.

Die Sonde 14 ist mit öffnungen 25 zur Ermittlung des statischen Druckes versehen. Die öffnungen 25 sind kleine Durchgangsbohrungen, die sich durch die Wand des Sondengehäuses in eine innere Ausnehmung oder Kammer erstrecken und die über geeignete Schläuche oder Rohre 26 an geeignete Instrumente angeschlossen

bo sind. Die öffnungen 25 sind derart angeordnet, daß ihre Mittelachsen von der Übergangsstelle 17 zwischen den beiden kegelstumpfartigen Oberflächenabschnitten 18 und 21 entfernt liegen.

In F i g. 4 sind die Öffnungen mit einzelnen Bezugszei-

(V) chen versehen, um zu veranschaulichen, welchen Einfluß die Lage der öffnungen auf den gemessenen statischen Druck hat, wobei diesen öffnungen jeweils die F i g. 5, 6 und 7 zugeordnet sind.

In Fig. 5 ist ein Diagramm einer standardisierten

I'm - l'i

Druckfunktion gemäß nachfolgender Definition, gegenüber der Mach-Zahl aulgetragen, gezeigt. Es ist der Einfluß der unterschiedlichen Lagen in > Längsrichtung der Druckmeßöffnungen für den statischen Druck gezeigt. Zur Erzielung dieser Daten hatte der vordere Oberflächenabschnitt 18 einen Winkel von 2° und der hintere Überflächenabschnitt 21 einen Winkel von 3°. Wenn die Meßöffnung, wie in F i g. 4 bei 27 dargestellt, angeordnet ist, ergibt sich im Unterschallbereich — d. h. unter Mach 1 — eine Druckfehlerkorrektur, wie sie durch die Kurve 27/4 angedeutet ist. Wenn die Druckmeßöffnung weiter nach vorn von der Übergangsstelle 17 abgerückt wird, beispielsweise gemäß der Lage der öffnung 28, wird der Druckfehler bei Unterschallgeschwindigkeiten kompensiert, wie es durch die Kurve 28/4 veranschaulicht ist. Wenn die öffnung zur Ermittlung des statischen Drucks die bei 29 in Fig.4 angedeutete Lage hat, d. h. noch weiter nach vorn als die beiden anderen Öffnungen von der Übergangsstelle 17 abgerückt ist, zeigt die standardisierte Fehlerkurve für den statischen Druck die Lage gemäß 29/4 in Fig. 5. Die Druckkurven sind also für diese Lagen auf dem Gehäuse unterschiedlich, bis die relative Strömungsgeschwindigkeit Mach 1 erreicht ist. Oberhalb von Mach 1 verliert die relative Lage der statischen Druckmeßöffnungen ihre Bedeutung, und die Kurven gehen nach einer Übergangszone etwas oberhalb und unterhalb von Mach 1 ineinander über. Dann ist die Anordnung der Meßöffnungen in Längsrichtung auf dem Gehäuse nicht mehr von Bedeutung, solange sie sich vor der Übergangsstelle 17 dieser benachbart befinden. Der zweite Oberflächenabschnitt 21 bewirkt einen positiven Anstieg des gemessenen statischen Druckes vor der Übergangsstelle 17. die bei Unterschallgeschwindigkeiten von besonderer Bedeutung ist. Die öffnungen sollten an der Sonde an einer Stelle angeordnet sein, wo der gemessene statische Druck im Bereich des zu messenden statischen Druckanstieges liegt, der durch den zweiten Oberflächenabschnitt 21 verursacht ist. Bei de^r Bestimmung der Kurven war jeweils nur eine der Öffnungen 27, 28 und 29 geöffnet. Auf diese Weise wurden die Werte für jede Kurve unabhängig von der anderen ermittelt. Dieses gilt auch bezüglich F i g. 6 und 7.

Der vordere Oberflächenabschnitt 18 ermöglicht eine Kompensation bei Überschallgeschwindigkeiten, während bei Unterschallgeschwindigkeiten der Oberflä- so chenabschnitt 21, der einen größeren öffnungswinkel aufweist, einen statischen Druckanstieg am Sondengehäuse bewirkt, so daß der gemessene Druck weiter kompensiert ist

Bei dem Diagramm gemäß F i g. 5 zeigt die Ordinate die standardisierte Dnickfehlerfunktioa Diese Funktion

P_1n -p.
ist ausgedrückt durch die Beziehung . wobei P_n,

te

dem gemessenen statischen Druck entspricht, Pj dem örtlichen statischen Druck an der BefestigungssteDe am Flugzeug ohne den Einfluß der Strebe und der Sonde, und q_c dem Gesamtdruck abzüglich des örtlichen statischen Druckes. Diese Funktion ist eine standardisierte — dimensionslose — Druckfunktion, die in der Luftfahrttechnik angemein verwendet wird. Die standardisierte Funktion zeigt, daß entlang der Sonde eine positiv gemessene statische Druckkompensation vorliegt

Der Einfluß einer Veränderung des Winkels des zweiten Oberflächenabschnitts 21 ist in Fig. 6 dargestellt. Der Winkel des vorderen Oberflächenabschnitts 18 bleibt unverändert bei 2°. und der Winkel des hinteren Oberflächenabschnitts 21 beträgt 6° für die in Fi g. 6 dargestellten Kurven. Die Kurve 27 ß entspricht den Verhältnissen an der statischen Druckmeßöffnung 27, die Kurve 28ßden Verhältnissen an der öffnung 28 und die Kurve 29ßden Verhältnissen an der öffnung 29. Der zahlenmäßige Wert der Kompensation an den verschiedenen Öffnungspositionen ist größer oder in anderen Worten ausgedrückt, unter Mach 1 positiver, und zwar wegen des größeren Winkels des hinteren Oberflächenabschnitts 21. Wenn jedoch die Schallgeschwindigkeit überschritten wird, fällt die statische Druckfehlerkurve ab und nimmt die Lage der gemäß F i g. 5 ein. Diese Überschallkurve ist in F i g. 5 mit 30 und in F i g. 6 mit 31 bezeichnet. Die Kurven zeigen, daß der vordere Gehäusewinkel von 2° eine positive und vorausberechenbare, wiederholbare, statische Druckkompensation über den Geschwindigkeitsbereich zwischen Mach 1 bis Mach 3 ermöglicht.

Auf diese Weise bewirkt der zweite Oberflächenabschnitt 21 die erste Kompensation bei Unterschallgeschwindigkeiten, und diese Kompensation kann durch eine Änderung des Oberflächenwinkels geändert werden sowie auch durch eine Veränderung der Lage der statischen Druckmeßöffnungen gegenüber dem Beginn der Oberfläche. Die Anordnung der statischen Druckmeßöffnungen auf dem ersten Oberflächenabschnitt 18 stellt sicher, daß die statische Druckmeßkompensation bei Überschallgeschwindigkeiten exakt ist. Die Anordnung dieser öffnungen gegenüber der Übergangsstelle 17 zwischen dem ersten und dem zweiten Oberflächenabschnitt und der Winkel des zweiten Oberflächenabschnitts 21 bestimmen ebenfalls den tatsächlichen Grad der Kompensation.

Fig.7 zeigt ein Diagramm der standardisierten

P-Pi
Druckfunktion — gegenüber der Mach-Zahl bei

einem Winkel von 4° zwischen dem vorderen Oberflächenabschnitt 18 und der Sondenachse 16. Der hintere Oberflächenabschnitt 21 hat einen Winkel von 6°, der 2° größer ist als der des vorderen Oberflächenabschnitts 18.

Die Kurven 27Q 28C und 29C entsprechen, wie bereits beschrieben, den Werten, die jeweils an den öffnungen 27,28 und 29 abgenommen sind.

Es ist wiederum festzustellen, daß bei Überschallgeschwindigkeiten die Kurven, wie bei 32 dargestellt, ineinander verschmelzen, doch ist hier die standardisierte Druckfunktion bei Überschallgeschwindigkeiten positiver als bei einem Neigungswinkel des vorderen Oberflächenabschnitts 18 von 2°. Bei einem hinteren Oberflächenabschnitt 21 von 6° und einem vorderen Oberflächenabschnitt 18 von 4° zeigen die Kurven bei Unterschallgeschwindigkeiten kleinere Kompensationswerte als bei einem Oberflächenabschnitt 21 von 6° und einem vorderen Oberflächenabschnitt 18 von 2°.

Der vordere Oberflächenabschnitt 18 liefert'eine Kompensationswirkung bei Überschallgeschwindigkeit Unter Flugbedingungen bewirkt der vordere Oberflächenabschnitt 18 eine geringfügige negative Korrektur der Druckmessung bei Unterschallflugbedingungen and eine geringfügige positive Korrektur bei Oberschallflugbedingungen. Bei Unterschallbedingungen ist der größere durch die statischen Druckmeßöffraniigen ermittelte Einfluß durch den hinteren Oberfläcbeuab-

schnitt bedingt, der einen größeren Winkel hat. Der hintere Oberflächenabschniu übt bei Übcrschallbedingungen keinerlei Einfluß auf die statischen Druckmeß· Öffnungen aus, so daß dann die Korrektur lediglich durch den vorderen Oberflächenabschnilt erfolgt. Dieses ermöglicht die Konstruktion einer Sonde mit einer vorgegebenen Kompensalionskuivc im Unterschallbereich und einer anderen Kompcnsalionskurve im Überschallbereich durch die Wahl der Winkel der Oberflächenabschnitte 18 und 21 gegenüber der Gehäuseachse. Wie aus F i g. 7 ersichtlich, beeinträchtigt eine Änderung des vorderen Winkels sowohl die Unterschall- als auch die Überschallkompensation. Eine Änderung des hinteren Winkels beeinträchtigt jedoch bedeutend nur den Unterschallkompcnsalionswcrt, wie es aus F i g. 5 und 6 ersichtlich ist.

Der tatsächliche Unterschied zwischen dem gemessenen statischen Druck und dem tatsächlichen örtlichen statischen Druck an den Öffnungen 27. 28 und 29 ist in Unterschallbereichen nicht groß. Der standardisierte Faktor hängt von dem Wert von q_c ab. d. h. dem Staudruck oder dem Pitot-Druck abzüglich des statischen Druckes. In Unterschallbereichen ist q, sehr klein. In Überschallbereichen wird q_c groß. Das bedeutet, daß in den Diagrammen gemäß F i g. 5, 6 und 7 ein Abstand von 0.01 auf der Ordinate bei Mach 2,5 einem tatsächlichen Unterschied zwischen dem gemessenen statischen Druck und dem örtlichen statischen Druck entspricht, der 40mal so groß ist wie bei derselben vertikalen Differenz auf dem Diagramm bei Mach 0,5. Doppelte Druckmeßsysteme mit Öffnungen 27 und 29 genügen deshalb sowohl dem Unterschall- als auch dem Überschalibetrieb. Bei einem doppelten System liegen zwei Druckmeßsysteme vor, die vollständig voneinander getrennt sind, um eine doppelte Ablesung zu ermöglichen. Im Unterschallbereich stellt der zweite Oberflächenabschnitt 21 des Gehäuses eine positive statische Druckkompensation stromauf diesem Oberflächenabschnitt und auch über einen kurzen Bereich hinter der Linie 17 sicher.

Im Überschallbereich stellt der Oberflächenabschnitt 21 eine positive Druckkompensation über die gesamte Länge der Sonde sicher, die proportional zu dem Winkel dieses Oberflächenabschnitts ist. Falls erforderlich, kann eine Öffnung des Doppel-Systems an dem Oberflächenabschnitt 21 angeordnet sein, um die gewünschte Kompensation zu erreichen.

Bei einem Doppel-System sind die Öffnungen voneinander durch dichte ZwisQjienbödeninnerhalb des Gehäuses getrennt, wobei abgedichtete Rohre von den einzelnen Kammern wegführen. Die einzelnen Drücke werden also jeweils gesondert abgeleitet. Die Drucköffnung 27 kann für ein System Anwendung finden, und die Drucköffnung 28 oder 29 kann für ein vollständig getrenntes System eingesetzt werden.

Bei der tatsächlichen Ausführungsform sind in einer radialen Ebene durch die Sonde mehr als eine Öffnung vorgesehen. Zwei Öffnungen sind in Fig. 1 und 3 gezeigt, obgleich häufig mehr als zwei Öffnungen vorgesehen sind. Diese Öffnungen sind gewöhnlich radial versetzt unter einem bestimmten Abstand angeordnet, wobei sich jedoch ihre Mittelachsen in derselben O, ucrschnittsebene befinden, um eine gewisse Mittelwertbildung zwischen den beiden Öffnungen zu erreichen. Dieses liefert eine zuverlässige Ablesung über einen weilen Bereich unterschiedlicher Anstellwinkel und Driftwerte des Flugzeugs.

Bei Überschallflugzeugen, bei denen der Betrieb in erster Linie bei Überschallgeschwindigkeiten erfolgt, wurde erkannt, daß die Verwendung einer kurzen Sonde mit einer einzigen konischen Oberfläche, die sich von der Stirnseite des Gehäuses gleichmäßig bis zur Strebe erstreckt, eine zufriedenstellende statische Druckkompensation für Aufbauten ermöglicht. Wenn die Meßöffnungen stromauf von der Oberflächenunregelmäßigkeit, wie des zweiten Oberflächenabschnitts 21 oder einer Strebe, angeordnet sind, so beeinträchtigt eine derartige Oberflächenunregelmäßigkeit nicht den gemessenen statischen Druck bei Überschallgeschwindigkeiten. Eine sich nach hinten erweiternde Oberfläche beeinträchtigt den gemessenen Druck bei Unterschallgeschwindigkeiten, indem sie einen Druckanstieg vor dieser Oberfläche hervorruft.

Die Strebe selbst stellt ebenfalls eine Oberflächenunrcgelmäßigkeit dar, die einen statischen Druckanstieg vor — d. h. stromauf — der Strebe verursacht. Die Strebe vergrößert die talsächliche Größe des Sondengehäuses stromab von der Meßöffnung und kann unmittelbar an den vorderen Oberflächenabschnitt angeschlossen sein, und zwar so wie der hintere Oberflächenabschnitt 21 an den vorderen Oberflächenabschniu 18 in der dargestellten Weise angeschlossen ist. Zwischen dem Sondengehäuse und der Strebe können auch Kammoberflächen vorgesehen sein. Diese Kämme oder Ringoberflächen können ebenfalls als Oberflächenunregelmäßigkeit angesehen werden, die eine positive Kompensation bei Unterschallgeschwindigkeiten bewirken.

Wenn sich ein einziger Oberflächenabschnitt, wie der Flächenabschnitt 18, über die gesamte Sonde bis nach hinten zur Strebe oder den Kammoberflächen erstreckt, an denen das Gehäuse mit der Strebe verbunden ist. und die Meßöffnungen vor der Strebe angeordnet sind, ist die Sonde für einige Anwendungsbereiche geeignet. Die Oberflächen der Strebe oder der Kämme stellen ein gewünschtes Druckfeld für Unterschallbetrieb dar. und der in Rede stehende Flächenabschnitt liefert in der zuvor beschriebenen Weise die gewünschte Kompensation für Überschallgeschwindigkeiten.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Meßsonde zur Ermittlung statischer Strömungsmitteldrücke mit einem Gehäuse, das am hinteren Ende eine Strebe aufweist, die das Gehäuse unter einem Abstand von einer Außenfläche zur Beaufschlagung durch die Strömung hält, dessen Längsachse im wesentlichen parallel zur normalen Strömungsrichtung liegt und das stromab vom Bereich des freien Endes des Gehäuses her mindestens zwei zur Längsachse divergierend ausgebildete Oberflächenabschnitte sowie öffnungen zur Ermittlung des statischen Druckes aufweist, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) die Strebe (12) erstreckt sich seitlich von der in Strömungsrichtung verlaufenden Außenfläche (11) und hält das Gehäuse in Abstand von dieser Außenfläche (11),

b) zwei der stromab divergierend ausgebildeten Oberflächenabschnitte (18; 21) grenzen unmittelbar aneinander,

c) der öffnungswinkel des in Strömungsrichtung zweiten Oberflächenabschnitts (21) vergrößert sich an der Übergangsstelle (17) vom in Strömungsrichtung ersten zum in Strömungsrichtung zweiten Oberflächenabschnitt sprunghaft,

d) die Öffnungen (25) zur Ermittlung des statischen Druckes sind im Bereich der Übergangsstelle (17) der beiden Oberflächenabschnitte (18; 21) vorgesehen.

2. Meßsonde nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Oberflächenabschnitt (21) einen Öffnungswinkel aufweist, der gegenüber der Längsachse des Gehäuses zwischen 1° und 6° größer ist als der entsprechende Winkel des ersten Oberflächenabschnitts (18).

3. Meßsonde nach Anspruch 1 bis 2, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Oberflächcnabschnitt (18) unter einem Winkel von 2° bis 4° gegenüber der Längsachse des Gehäuses (14) verläuft.

4. Meßsonde nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Öffnungen (27 und/oder 28 und/oder 29) zur Messung des statischen Druckes an dem Gehäuse (14) axial versetzt angeordnet sind und diese Öffnungen unabhängig voneinander an Meßinstrumente zur Erzielung einer Doppelmessung derart angeschlossen sind, daß der an einer Öffnung gemessene Druck in einem bestimmten gewünschten Verhältnis zu dem an der anderen Öffnung gemessenen Druck steht.

5. Meßsonde nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens eine der öffnungen (25; 27,28, 29) zur Ermittlung des statischen Druckes im ersten Oberflächenabschnitt (18) vorgesehen ist.