DE2025787C3 - Meßsonde zur Ermittlung statischer Strömungsmitteldrücke - Google Patents
Meßsonde zur Ermittlung statischer StrömungsmitteldrückeInfo
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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 Strömungsmitteldrücke
an ihrem hinteren Ende mit einer sich seitlich erstreckenden Tragstrebe zur Befestigung unter
einem Abstand von einer in dein Strömungsmittelstrom befindlichen Außenfläche versehen ist Diese Meßsonde
ermittelt neben dem Pitot-Druck aerodynamisch kompensiert den statischen Druck, wobei die Kompensierung
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
eriorderlich 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 ein 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 Meßsonde erstreckt sich im allgemeinen \on 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 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 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
von dem zylindrischen Rohrabschnitt zu einem Stirnflansch 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 Öl7 eine Meßsonde
zur Ermittlung statischer Strömungsmitteldrücke bc- ι
kannt die ebenfalls an dem Bug eines Flugkörpers angeordnet werden soll und als Kompensationsmittel
eine stromab nach einem bestimmten Kurvenprofil stetig divergierende Sondenoberfläche aufweist. Außerdem
ist ein Meßkopf drehbar an dem Sondengehäuse in gelagert, um die Öffnungen zur Ermittlung des
statischen Druckes 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 M ach-Bereich 1">
ermöglicht. Auf diese Weise sollen sich Fehlmessungen durch Wind- und Höhenänderungen auf ein Minimum
reduzieren lassen.
Demgegenüber ist es Aufgabe de' vorliegenden Erfindung, eine wesentlich einfachere Meßsonde zur jn
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. j-,
Zur Lösung dieser Aufgabe werden erfindungsgemäß die kennzeichnenden Merkmale von Anspruch I
vorgeschlagen.
Gegenüber den beiden bekannten Anordnungen ergibt sich hierdurch zunächst der Vorteil, daß die w
relativ kurze Meßsonde keinerlei bewegliche Teile aufweist, jedoch eine Kompensation der statischen
Druckmessung über weite Geschwindigkeitsbereichc ermöglicht. Die Meßsonde braucht nicht an einer
Bugspitze befestigt zu werden, sondern es können eine r>
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 -40
zwei stromab divergierend ausgebildet Oberflächenabschnitte unmittelbar aneinander grenzen und die
Öffnungen zur Ermittlung des statischen Druckes im Bereich der Übergangsstelle der beiden Oberflächenabschnitte
vorgesehen sind. Durch die aerodynamische -r> 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. >o
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
An Hand der Figuren wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung erläutert. Es zeigt
F i g. 1 eine Seitenansicht der an einer Strebe angeordneten Meßsonde,
F i g. 2 eine Stirnansicht der Meßsonde gemäß Fig. 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 Meßsonde gemaß
Fig. 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 10 zur Ermittlung von Luftwerten ist an der
Außenfläche 11 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 11 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
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 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 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.
Das Sondengehäu.ie weist eine Längsachse 16 auf. die
gleichzeitig die Mittelachse darstellt. Die Sonde ist von: stromaufweisenden bzw. freien Ende her konusartig
ausgebildet und erstreckt sich nach hinten zu einer Übergangsstelle 17 und hat einen ersten vorderen
äußeren kegelstumpfartigen Oberflächenabschniu 18. der unter einem mittleren Winkel von 2" bis 4° 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, wobei der Zuwachswinkel zwischen 1° 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 eistreckt, an der die äußere Oberfläche des
Gehäuses in eine zylindrische Oberfläche 23 übergehl. Der zweite kegelstumpfartige Oberflächenabschnitt 21
ist unter einem größeren Winkel gegenüber der Achse 16 angeordnet als der erste kegelstumpfartige Oberflächenabschnitt
18. Der Winkel des Oberflächenabschnitts 21 beträgt zwischen 3° und 3° und sollte Γ 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
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 Bezugszeichen
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 Druckfunktion — '- gemäß nachfolgender Definition,
gegenüber der Mach-Zahl aufgetragen, 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 Oberflächenabschnitt 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
durch die Kurve 284 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
der tJestimmung 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 Oberflächenabschnitt 21. der einen größeren Öffnungswinkel
aufweist, einen statischen Druckanstieg am SondengehäiiM»
bewirkt <;o daß Her gemessene Druck weiter
kompensiert ist
Bei dem Diagramm gemäß F i g. 5 zeigt die Ordinate die standardisierte Druckfehlerfunktion. Diese Funktion
p — ρ
ist ausgedrückt durch die Beziehung — L, wobei Pn,
ist ausgedrückt durch die Beziehung — L, wobei Pn,
dem gemessenen statischen Druck entspricht, Pi dem
örtlichen statischen Druck an der Befestigungsstelle am Flugzeug ohne den Einfluß der Strebe und der Sonde,
und qc dem Gesamtdruck abzüglich des örtlichen
statischen Druckes. Diese Funktion ist eine standardisierte — dimensionslose — Druckfunktion, die in der
Luftfahrttechnik allgemein 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 Oberflächenabschnitls 18 bleibt unverändert bei 2°, und der Winkel des
ί hinteren Oberflächenabschnitts 21 beträgt 6° für die in Fig.6 dargestellten Kurven. Die Kurve 27ß 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.
κι 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 Schallge-
ii schwindigkeit überschritten wird, fällt die statische
Druckfehlerkurve ab und nimmt die Lage der gemäß r;n ς «>>n r*;*»*-« iiluirr^killiZiirim itri in ir; <» ς »*;* ό\
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 Geschwindigkeilsbereich zwischen
Mach 1 bis Mach 3 ermöglicht.
Auf diese Weise bewirkt der zweite Oberflächenabschnitt 21 die erste Kompensation bei Unterschallge-
2"> schwindigkeiten, 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
»ι 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
r> zweiten Oberflächenabschnitt und der Winkel des
zweiten Oberflächenabschnitts 21 bestimmen ebenfalls den tatsächlichen Grad der Kompensation.
F i g. 7 zeigt ein Diagramm der standardisierten
P — P
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 27C. 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 Oberflä chenabschnitt 18 eine geringfügige negative Korrektur
der Druckmessung bei Unterschallflugbedingungen und eine geringfügige positive Korrektur bei Uberschallflugbedingungen. Bei Unterschallbedingungen ist der
größere durch die statischen Druckmeßöffnungen ermittelte Einfluß durch den hinteren Oberflächenab-
I ■iii
schnitt bedingt, der einen größeren Winkel hai. Der
hintere Obcrflächcnabschniit übt bei Überschallbedingungen keinerlei Einfluß auf die statischen Druckmcßöffnungen
aus, so daß dann die Korrektur lediglich durch den vorderen Oberflächenabschnitt erfolgt.
Dieses ermöglicht die Konstruktion einer Sonde mit einer vorgegebenen Kompensationskurve im Unterschallbereich
und einer anderen Kompensationskurve 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 Unierschall- als auch die Überschallkompensation. Eine
Änderung des hinteren Winkels beeinträchtigt jedoch bedeutend nur den Untersehallkompensationswert, 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 ^1 ab, d. h. dem
Staudruck oder dem Pilot-Druck abzüglich des statischen Druckes. In Unterschallbereichen ist qc sehr klein.
In Überschallbereichen wird q,. 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 40ma! so groß isl 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
Überschallbetrieb. Bei einem doppellen 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 Zwischenboden innerhalb 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
vrrgesehen. Zwei Öffnungen sind in Fig. 1 und 3 gc/.eigi, 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 Querschnittsebene befinden, um eine gewisse
Mittelwertbildung zwischen den beiden Öffnungen zu
κι erreichen. Dieses liefert eine zuverlässige Ablesung
über einen weiten 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 ersireckt, 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 Oberflächenun-
Ji) regelmäßigkeit dar, die einen statischen Druckanstieg
vor — d. h. stromauf — der Strebe verursacht. Die Strebe vergrößert die tatsächliche 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 Oberflächenabschnitt
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 Unterschaübetrieb dar und
der in Rede stehende Flä'chenabschnitt liefert in der zuvor beschriebenen Weise die gewünschte Kompensation
für Überschallgeschwindigkeiten.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (5)
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 Beauf schlagung 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 AuSenfläche
(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 Oberflächenabschnitt
(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.
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