DE4309417C2 - Vorrichtung für ein Flug-Diodenlaser-Spektrometer in der Stratosphäre zur Messung von Spurengasen und Aerosolen, vorzugsweise in der Stratosphäre - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung für ein Absorptions- und Streulicht-Spektrometer mit Infrarot-Diodenlasern zur Messung wenigstens von atmosphärischen Spurengasen und Aerosolen, vorzugsweise in der Stratosphäre, zum Einbau in ein Flugzeug.

Um Spuren von Gasen in der Atmosphäre, insbesondere über 12 km Höhe in der unteren und mittleren Stratosphäre durch Infrarotlicht-Absorption messen zu können, kann man eine sogenannte offene Multireflexionszelle in einem Diodenlaser-Spektrometer verwenden. Eine derartige Multireflexionszelle ist bspw. von Herriott u. a. in "Appl. Opt. 3, 523-526 (1964)" beschrieben. Sie hat gegenüber einem ähnlichen System von White, welches in "J. Opt. Soc. Am. 32, 285 (1942)" beschrieben ist, den Vorteil,daß sie relativ vibrationsunempfindlich ist. Insofern eignet sich für das Flugzeug die Herriott-Zelle in der Ausführung als "Probe I infrared Laser Spectrometer (PIRLS)" von Webster et al. (Appl. Opt. 29, 907-917 (1990)) in Verbindung mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung ganz besonders. Die Herriott-Zelle hat darüber hinaus den Vorzug, daß bei Verwendung von insgesamt nur zwei Hohlspiegeln gleichzeitig mit mehreren, bspw. mit fünf Lasern mit unterschiedlichem Licht (Wellenlänge) gearbeitet werden kann, so daß zur selben Zeit eine dementsprechende Anzahl von Spurengasen gleichzeitig mit der Infrarot-Absorptionsspektroskopie gemessen werden kann.

Die Multireflexionszelle ist als solche also bekannter Stand der Technik und nicht Bestandteil der vorliegenden Erfindung, jedoch sind im Rahmen der Erfindung gewisse Anpassungen notwendig, insbesondere was die Spiegelanordnung und -einstellung außerhalb des Diodenlasers angeht. Im übrigen arbeiten beim bevorzugten Anwendungsgebiet der Ozonforschung in der polaren Stratosphäre die Laser im Infrarotbereich von 3-16 µm. Wenn die Gasbestandteile, deren Konzentration durch die Messung ermittelt werden sollen, in den Raum zwischen den beiden Spiegeln gelangen, so werden sie von den mehrmals hin- und hergeworfenen Laserstrahlen getroffen. Dies führt zu einer Lichtschwächung durch Absorption, welche meßbar ist. Die Lichtschwächung ist um so deutlicher, je öfter der Laserstrahl zwischen den beiden Spiegeln hin- und herwandert. Aus dem Grad der Absorption des Laserlichts kann man auf die Konzentration der vorhandenen Gasbestandteile bzw. Moleküle unmittelbar schließen.

Es ist bereits bekannt, derartige Messungen in der Atmosphäre bis 12 km Höhe mit Hilfe von Flugzeugen und Multireflexionszellen der beschriebenen oder ähnlichen Art durchzuführen. Zu diesem Zwecke wird die außerhalb des Flugzeugs befindliche Luft ins Flugzeuginnere geleitet und sie gelangt dann in die Multireflexionszelle. Um scharfe nicht überlappende Absorptionslinienbreiten zu erhalten, muß im Flugzeug in der Multireflexionszelle mit einer Vakuumpumpe künstlich ein Unterdruck von ca. 30 hPa (Millibar) erzeugt werden. Dadurch wird die Luft nach innen angesaugt. Auf dem Weg ins Flugzeuginnere gehen dabei sehr schnell reagierende Moleküle, sog. Radikale, so für die Messung verloren. Außerdem können bestimmte Moleküle an den Wänden der Zuleitungen und der geschlossenen Meßzelle haften bleiben, so daß sie von der Messung gar nicht erfaßt werden können. Die Messung ist somit insgesamt gerätemäßig aufwendiger, dadurch für das Flugzeug gewichtsbelastend, anfällig für Meßfehler (durch Kontamination und Umwandlungen) und Meßungenauigkeiten und nur mit Flugzeugen möglich, welche die durch die Geräte bedingte große Last tragen können. Dies begrenzt dann andererseits die erreichbare Flughöhe.

Eine solchen Messungen dienende Einrichtung ist auch durch die DE 38 11 475 C2 bekannt geworden. Auch für sie gelten die vorstehend genannten Nachteile, welche daraus resultieren, daß die Luft zu Meßzwecken ins Flugzeuginnere geleitet werden muß.

Es ist zwar bekannt an Flugzeugen ausfahrbare oder ausschwenkbare Vorrichtungen vorzusehen, jedoch nicht in Kombination mit spektroskopischen Meßeinrichtungen der in Frage stehenden Art.

So beschreibt bspw. die DE-AS 10 96 210 eine hydraulische Hilfssteueranlage für Luftfahrzeuge mit einer eine hydraulische Pumpe antreibenden Windturbine, die aus dem Tragwerk eines Luftfahrzeugs mehr oder weniger stark ausgefahren werden kann, um dadurch die Fördermenge und den Förderdruck zu verändern.

Die DE 24 43 213 A1 beschreibt eine Vorrichtung zur Stromerzeugung insbesondere ein Notstromaggregat für Kleinflugzeuge, bei welchem zumindest das Schaufelrad mittels einer Hubeinrichtung aus einer Ruhelage innerhalb der Flugzeughaut in eine Betriebslage außerhalb dieser ausfahrbar ist. In beiden Fällen geht es also nicht um die Analyse der Luftzusammensetzung, sondern um die Ausnutzung der Strömung.

Die US 51 23 614 beschreibt eine mittels eines Arms herausschwenkbare Turbine, die mit Hilfe der Schwenkvorrichtung in eine für die Reparatur und Wartung günstige Position gebracht und dabei durch eine Sicherungseinrichtung gegen unbeabsichtigtes Einschalten arretiert werden kann.

Die US 30 69 116 beschreibt eine aus dem Rumpf des Flugzeugs ausfahrbare Hilfsvorrichtung, welche einen elektrischen Generator und eine Vakuumeinrichtung umfaßt und die man im Bedarfs- bzw. Gefahrenfalle in eine ausgefahrene wirksame Stellung bringen kann. Keine dieser Vorrichtungen dient somit dem hier in Frage stehenden Zweck, nämlich der Messung wenigstens von atmosphärischen Spurengasen und Aerosolen, vorzugsweise in der Stratosphäre.

Es liegt infolgedessen die Aufgabe vor, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art so weiterzubilden, daß der Geräteaufwand reduziert und somit das Gewicht kleiner gehalten werden kann, daß schneller und genauer gemessen werden kann, und daß man insbesondere stratosphärische Messungen in sehr großen Flughöhen durchführen kann.

Zur Lösung dieser Aufgabe wird die Vorrichtung gemäß Anspruch 1 vorgeschlagen.

Weil nunmehr der für die Messung unmittelbar benötigte Teil der offenen Herriott-Zelle oder dgl. beim Messen beispielsweise nach oben hin aus dem Flugzeugrumpf, vor allen Dingen aus der Druckkabine oder dem Bug, ausgefahren werden kann, ist es insbesondere bei Messungen in der Stratosphäre nicht mehr notwendig, daß die Gase und Aerosole eingefangen und ins Flugzeuginnere geleitet werden. Hierdurch entfällt die bislang notwendige Pumpe einschließlich des zugehörigen Leitungssystems, was zweifellos Gewicht spart. Es kommt noch hinzu, daß die Luft unmittelbar beim Durchströmen der Meßeinheit sofort erfaßt werden kann, so daß auch kurzlebige Moleküle sowie Eiskristalle unverändert gemessen werden.

Aufgrund des geringeren Gewichts kann man diese Vorrichtung auch in Höhenforschungsflugzeuge bspw. STRATO 2C einbauen, welche nur ein geringeres Gewicht zu transportieren in der Lage sind, dafür aber sehr große Flughöhen erreichen. Deshalb wird damit eine Messung in der mittleren Stratosphäre bis 26 km möglich. Bei Nichtgebrauch mit einem Stratosphärenflugzeug wird der ausfahrbare Teil der Vorrichtung eingefahren, so daß einerseits die Meßeinheit der Vorrichtung geschont und andererseits der Luftwiderstand außerhalb der Messungen verringert wird. Beim Starten und Landen befindet sich die Vorrichtung normalerweise in eingefahrenem Zustand.

Wenn die Vorrichtung in bevorzugter Weise zur Messung von Spurengasen und Aerosolen der Luft herangezogen wird, wobei es sich vor allen Dingen im Rahmen der stratosphärischen Ozonforschung handelt, so muß der Teil der Vorrichtung von der Luft während der Messung quer zur optischen Achse durchströmt werden, damit keine verfälschenden Doppler-Effekte bei der Infrarot-Absorption der Moleküle auftreten. Somit muß dieser Teil, welcher die beiden Hohlspiegel enthält, zwischen denen der ausgesandte Laserstrahl bzw. die Laserstrahlen ca. 100mal hin- und herwandern gemäß den Merkmalen des Anspruchs 2 so weit ausgefahren oder herausgeschwenkt werden, daß die Messung korrekt und nicht durch das Flugzeug beeinflußt ablaufen kann. Bekanntlich ist das Flugzeug von einer sogenannten Grenzschicht umgeben, deren Dicke am Bug ca. 5 cm ist und zur Druckkabine hin auf 10 cm linear ansteigt. Dies bedeutet, daß innerhalb der Grenzschicht nicht gemessen werden darf, oder, anders ausgedrückt, daß der Innenspiegel mindestens 5-10 cm über die Rumpfaußenseite hinaus ausgefahren werden muß. Aus Sicherheitsgründen sollte man hier einen etwas größeren Wert wählen. Dies bedeutet, daß bei der vorbekannten Herriott-Zelle oder dgl. der Spiegelarm der Vorrichtung 1,05-1,15 m aus dem Flugzeugrumpf heraussteht, denn der Abstand zwischen den beiden Spiegeln ist ca. 1 m.

Zur Durchführung von Kalibrierungen während des Fluges mittels Null- und Prüfgasen sind die Merkmale gemäß Anspruch 3 und/oder gemäß Anspruch 4 vorgesehen, so daß einerseits äquivalente Verhältnisse in der Spiegelanordnung und/oder ein entsprechender abgeschlossener Kalibriermeßraum bestehen bzw. vorgegeben sind.

Eine Weiterbildung der Erfindung gemäß Anspruch 5 sieht vor, daß zur Streulichtmessung an der Vorrichtung zusätzlich mindestens ein weiterer Diodenlaser mit 0,78 µm Wellenlänge und zugehöriger Optik, Detektor, Kühlung sowie mit einem Retroreflektor entsprechend dem PIRLS-Gerät (s. S. 2) angeordnet ist. Somit kann man zugleich mit der erwähnten Messung auch noch eine Messung der Größenverteilung und Dichte von Aerosolen durchführen, wobei insofern wiederum Gewicht gespart wird, als für die Streulichtmessung der bereits vorhandene ausfahrbare oder ausschwenkbare Teil der Vorrichtung mitverwendet werden kann. Es sind also 2 Meßgeräte ineinander kompakt und leicht gebaut:

Ein Diodenlaser- und ein optisches Teilchenspektrometer. Diese können weitgehend den heterogenen Ozonabbau in der Stratosphäre messen, der für Modellrechnungen wichtig erscheint.

Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, daß sich der Retroreflektor im Bereich des laserfernen Spiegels des Diodenlaser-Spektrometers zur Streulichtmessung von Aerosolen befindet (Anspruch 6). Dabei ist in bevorzugter Weise vorgesehen, daß der laserferne Hohlspiegel ringförmig ausgebildet und sich der Retroreflektor in dessen Zentrum befindet (Anspruch 7).

Eine besonders bevorzugte Variante der Erfindung ist vor allen Dingen bei einem Einbau in der Druckkabine gemäß Anspruch 8 dadurch gekennzeichnet, daß der äußere Spiegel und der Retroreflektor an einer Platte oder dergleichen der Vorrichtung befestigt sind, die zugleich ein Verschlußorgan für die Öffnung im Flugzeugrumpf zum Durchtritt des ausfahrbaren Vorrichtungsteils bildet. Um das unerwünschte Eindringen von Luft und auch eine Störung der Grenzschicht in diesem Bereich zu vermeiden, ist im Bereich der Platte eine spezielle Abdichtung vorgesehen.

Eine besonders bevorzugte Ausführungsform der Erfindung gemäß Anspruch 9 sieht vor, daß das ausfahrbare Vorrichtungsteil mittels eines Motor- und/oder Handantriebs von einer Transportstellung im Flugzeug in eine ausgefahrene Arbeitsstellung verstellbar ist. Aufgrund der Größe und des damit nicht zu vernachlässigenden Gewichts des ausfahrbaren Vorrichtungsteils ist an sich eine motorliche Aus- und Einfahrbewegung vorgesehen, wobei als Antrieb insbesondere ein Elektromotor mit den üblichen nachgeschalteten Antriebselementen in Frage kommt. Wenn aber aus irgendwelchen Gründen die Motorverstellung nicht betätigbar ist, so ist es zweckmäßig, wenn zusätzlich auch noch eine Handverstellung möglich ist. Dem kommt insbesondere nach Beendigung der Messungen Bedeutung zu, wenn bei der Rückkehr zur Erde, insbesondere beim Landen, die Vorrichtung nach außen nicht vorstehen sollte.

Der ausfahrbare Vorrichtungsteil ist bevorzugterweise gemäß Anspruch 10 in der Art eines Käfigs ausgebildet, so daß er in ausgefahrenem Zustand leicht vom "Fahrtwind" durchströmt werden kann. Hieraus folgt indirekt, daß es ausreichend ist, wenn lediglich der nach außen vorstehende Teil in der geschilderten Weise durchströmbar ist, während man für den innen verbleibenden Teil, welcher der besonderen Belastung des Fahrtwinds ausgesetzt ist bzw. diese aufnehmen muß, nicht unbedingt käfigartig gestaltet sein muß, vielmehr kann man hier den entsprechenden Bedürfnissen für das Ein- und Ausfahren sowie das Querabstützen in üblicher Weise Rechnung tragen. Beim Ausführungsbeispiel ist der ausfahrbare Vorrichtungsteil auf seiner gesamten Länge, also auch auf dem im Flugzeuginneren befindlichen Teil der arbeitenden Vorrichtung in der Art eines Käfigs ausgebildet. Dabei sieht eine Weiterbildung der Erfindung gemäß Anspruch 11 vor, daß sich am oder im Bereich des inneren Käfigendes ein insbesondere zylinderartiger Träger mit dem oder den Dioden-Lasern samt jeweils Optik, Detektorkühlung und dgl. befindet. An dieser Stelle wird ausdrücklich darauf hingewiesen, daß selbstverständlich zum Spektrometer auch noch eine umfangreiche Elektronik für Steuerung und Datenaufzeichnung sowie Kalibriergasflaschen gehören, die in einem Rack untergebracht sind. Dieses Rack kann man an geeigneter Stelle des Flugzeugs einbauen und in bekannter Weise mit dem Teil des Spektrometers verbinden, der sich im druckdichten Bereich der erfindungsgemäßen Vorrichtung befindet. Eventuell müssen die Gasflaschen aus Sicherheitsgründen auch im rohrförmigen Gehäuse untergebracht werden.

Zu anderen notwendigen Überprüfungen und Einstellungen (z. B. für die Anzahl der Reflexionen) ist es besonders vorteilhaft, daß der lasernahe innere Spiegel des Diodenlaser-Spektrometers für die Messung von Gasbestandteilen gegenüber dem äußeren Spiegel zumindest hinsichtlich des gegenseitigen Abstands einstellbar ist (Anspruch 12). Das bedeutet, daß der innere Spiegel dem äußeren etwas angenähert oder von diesem in notwendigem Maße entfernt werden kann.

Eine diesbezügliche Steuerung bzw. Verstellung kann selbstverständlich auch von innen vorgenommen werden. Den zugehörigen Antrieb kann man in bekannter Weise gestalten. Andere mechanische Einstellungen sind in aller Regel während des Flug-Meßprogramms nicht erforderlich. Im übrigen kann man in besonders vorteilhafter Weise die gesamte, optisch justierte Vorrichtung aus dem Flugzeug unzerlegt herausnehmen, für Arbeiten im Labor, Forschungsinstitut u. dgl.

Eine weitere Variante der Erfindung sowie zusätzliche vorteilhafte Ausbildungen dieser Vorrichtungen, hieraus resultierende Wirkungs- und Arbeitsweisen sowie Vorteile ergeben sich aus den weiteren Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung dieser Ausführungsbeispiele. Die Zeichnung zeigt diese Ausführungsbeispiele der Erfindung. Hierbei stellen dar:

Fig. 1 eine abgebrochene schematische Seitenansicht eines Höhenforschungsflugzeugs beispielsweise STRATO 2C mit in Arbeitsstellung befindlicher ausgefahrener erfindungsgemäßer Vorrichtung gemäß der ersten Variante der Erfindung,

Fig. 2 in vergrößertem Maßstab die teilweise ausgefahrene Vorrichtung der Fig. 1, welche in der Druckkabine des Flugzeugs eingebaut ist, ebenfalls in schematisierter Darstellung und in Vertikalrichtung gemäß Linie II-II der Fig. 3 geschnitten,

Fig. 3 eine Ansicht in Pfeilrichtung III der Fig. 2,

Fig. 4 einen Schnitt gemäß der Linie IV-IV der Fig. 2,

Fig. 5 einen Schnitt gemäß der Linie V-V der Fig. 2,

Fig. 6 einen der Fig. 5 entsprechenden Schnitt, gemäß einer Variante,

Fig. 7 ein abgebrochener Vertikalschnitt durch den Flugzeugboden der Druckkabine mit der Variante gemäß Fig. 6,

Fig. 8 einen horizontalen Schnitt im Maßstab 1 : 10 durch den Bug eines Flugzeugs mit der dort untergebrachten dritten Ausführungsform der Erfindung, schematisiert,

Fig. 9 einen dementsprechenden Vertikalschnitt durch den Bug,

Fig. 10 schematisch die herausgeschwenkte Vorrichtung, stark verkleinert im Maßstab 1 : 100.

In ein Höhenforschungsflugzeug, vorzugsweise in die Druckkabine 1 werden die ersten zwei Varianten der erfindungsgemäßen Vorrichtung 2 gemäß Fig. 1 und 2 oder gemäß Fig. 7 eingebaut. Wenn nicht gemessen wird, insbesondere während des Startens und Landens, befindet sich die gesamte Vorrichtung vollständig im Inneren des Flugzeugrumpfes 1. Weil letzterer bei den verschiedenen Flugzeugen unterschiedlich hoch ist, muß bei Hochkantanordnung selbstverständlich eine Anpassung an die jeweilige Rumpfhöhe vorgenommen werden. Dies kann in der Weise erfolgen, daß man eine Fußplatte 3 entsprechender Höhe verwendet oder zwischen den Rumpfboden 4 der Fig. 2 und die Fußplatte 3 ggf. ein Zwischenglied einsetzt, falls der Rumpf höher ist als derjenige des in Fig. 1 dargestellten Flugzeugs. Für Fig. 7 gilt Entsprechendes. Im übrigen kann man selbstverständlich anstelle einer Fußplatte auch jeden anderen geeigneten Fuß verwenden, insbesondere eine gewichtssparende Konstruktion. Dies gilt selbstverständlich auch für alle anderen Bauteile, d. h., insoweit ist die Zeichnung grundsätzlich nur als Schema zu verstehen. Vor allen Dingen ist die Vorrichtung 2 der zwei ersten Ausführungsbeispiele so zu gestalten, daß sie bspw. insgesamt nach oben bzw. unten hin herauszuziehen ist. Bezogen auf das gezeichnete Ausführungsbeispiel der Fig. 2 bedeutet dies, daß die äußere obere Platte 5 abnehmbar sein muß.

Die Fußplatte 3 und die obere etwa ringförmige Platte 5 sind beim ersten Ausführungsbeispiel in Fig. 2 mittels eines rohrförmigen Gehäuses 7 druckdicht miteinander verbunden. In dessen Innerem befindet sich der ausfahrbare Teil 11 der Vorrichtung 2 einschließlich des Antriebs. Eine schematisch angedeutete Tür 8 ermöglicht in Ausnahmefällen den Zugang ins druckdichte Gehäuseinnere am Boden oder in Bodennähe.

Im Inneren des kastenartigen Trägers 9 befinden sich mehrere Diodenlaser für die Messung von Spurengasen und ein Diodenlaser zur Messung der Größenverteilung und Dichte von Aerosolen; ferner eine sogenannte Herriott-Zelle, die als solche bei Diodenlaser-Spektrometern bekannt ist.

Zum Diodenlaser-Spektrometer für die Messung von Spurengasen bzw. Aerosolen in der Luft, vorzugsweise in der Stratosphäre, gehören in bekannter Weise eine entsprechende Optik, eine Detektoranordnung und eine Kühleranordnung, die sich gemäß Fig. 2 zusammen mit den Diodenlasern in einem lediglich schematisch dargestellten zylinderartigen Träger 9 befinden. Letzterer ist am in Pfeilrichtung 10 ausfahrbaren Teil 11 der Vorrichtung montiert, d. h. er fährt zusammen mit diesem Teil aus, wenn die Vorrichtung 2 in Arbeitsstellung gebracht werden soll, und ein, wenn nach dem Messen die Vorrichtung 2 in Transportstellung gebracht wird.

Das Diodenlaser-Spektrometer bzw. deren Herriott-Zelle besitzt zwei in Ausfahrrichtung 10 hintereinander angeordnete Spiegel 12 und 13. Jeder aus dem zugeordneten Laser austretende Laserstrahl 14 wird an diesen in bekannter Weise gestalteten und ausgebildeten sowie in ihrem Abstand justierbaren Spiegeln 12 und 13 gemäß Fig. 2 mehrfach hin- und hergeworfen (ca. 100 mal), um dann in den, dem betreffenden Diodenlaser zugeordneten Detektor zurückzukehren. Hierfür besitzt der lasernahe Spiegel 12 eine der Diodenlaseranzahl entsprechende Anzahl von Löchern für die Laserstrahlen 14.

Zum Bestimmen der Größenverteilung und Dichte von Aerosolen mit Hilfe einer Streulichtmessung ist der weitere Diodenlaser ebenfalls im zylinderartigen Träger 9 untergebracht. Zu dieser Streulichtmeßeinrichtung gehört ein Retroreflektor 15. Dieser ist ebenso wie der laserferne Spiegel 13 an der Unterseite einer Platte 16 des ausfahrbaren Vorrichtungsteils 11 gehalten. Wenn man, wie in Fig. 2 dargestellt, den laserfernen Spiegel 13 als ringförmigen Hohlspiegel ausbildet, so kann man den Retroreflektor 15 im Inneren des laserfernen Spiegels 13 unterbringen. Auch der lasernahe Spiegel 12 ist als Ringspiegel ausgebildet, damit durch ihn und selbstverständlich auch durch den darunter befindlichen Spiegelträger 19 der Laserstrahl zum Retroreflektor 15 hindurchtreten kann.

Ferner ergibt sich aus Fig. 2, daß die Platte 16 zugleich eine Verschlußplatte bildet, welche in ihrer abgesenkten Stellung bündig in die obere Platte 5 einfahrbar ist, wobei letztere, um dies nachzutragen, in geeigneter Weise in Fig. 2 mit der Rumpf decke dicht verbunden, bspw. daran angeschraubt ist, was ein Demontieren ermöglicht. Um die Durchtrittsöffnung dicht verschließen zu können, befindet sich seitlich an der Platte 16 ein Dichtring. Der zylinderartige Träger 9 kann gegen Torsionsschwingungen von der ausgefahrenen, offenen Herriott-Zelle stabilisiert werden z. B. durch zwei Führungsschienen am rohrförmigen Gehäuse 7. Um den vorgesehenen Luftdruck im Flugzeugrumpf zu gewährleisten, muß die erfindungsgemäße Vorrichtung selbstverständlich luftdicht in den Rumpf eingebaut werden. An der Unterseite der oberen ringförmigen, als Halteplatte dienenden Platte 5 kann eine Abdichtung gegenüber der Rumpfdecke 6 - wenn die Vorrichtung nach oben hin ausfährt - mittels eines Dichtrings 18 vorgesehen werden, der beim Ausführungsbeispiel in die Unterseite der ringförmigen Platte 5 eingelassen ist. Mittels eines Dichtrings 17 erfolgt radial eine Abdichtung nach innen gegenüber dem rohrförmigen Gehäuse 7. Das rohrförmige Gehäuse 7 muß völlig unabhängig von der ringförmigen Platte 5 zweimal abgedichtet sein. Zur Sicherheit der Flugzeugbesatzung muß man sowohl an den genannten Stellen als auch an allen anderen Dichtstellen zur Druckkabine hin jeweils zwei in ihrer Wirkung hintereinander angeordnete Dichtungen vorsehen, um auch dann noch eine einwandfreie Abdichtung zu haben, wenn einer der beiden Dichtringe o. dgl. versagt.

Am in Fig. 2 unteren Ende erfolgt eine Abdichtung der Fußplatte 3 gegenüber der Rohrinnenwandung des rohrförmigen Gehäuses 7 mittels eines weiteren Dichtrings 35, der beim Ausführungsbeispiel in die Zylinderwandung der Fußplatte 3 eingelassen ist. Außen wird das rohrförmige Gehäuse 7 mittels eines Dichtrings 36 gegenüber einem Zentrierring 37 abgedichtet, in welchen das Gehäuse 7 eingesteckt ist. Der Zentrierring ist seinerseits mittels mindestens eines Dichtrings 38 gegenüber dem Rumpfboden - bei nach oben ausfahrbarer Vorrichtung - abgedichtet, wobei gemäß den vorstehenden Ausführungen auch wieder jeweils zwei hintereinander geschaltete Dichtungen vorgesehen sein können.

Bei beiden Ausführungsbeispielen ist es so, daß bei herausgenommenem ausfahrbarem Teil der Vorrichtung deren im Rumpf verbleibendes rohrförmiges Gehäuse 7 gegenüber dem Rumpf absolut luftdicht montiert sein muß, damit durch den Einbau dieses Gehäuses 7 die Druckverhältnisse im Rumpf nicht gestört werden. Andererseits muß aber das rohrförmige Gehäuse 7 zusammen mit der oberen ringförmigen Platte 5 und dem Zentrierring 37 vollständig aus dem Flugzeug entfernt werden können, damit statt dieser Vorrichtung irgendeine andere eingebaut werden kann, wobei u. U. die Öffnung für das Einsetzen der oberen ringförmigen Platte 5 einfach mit einer geeigneten Verschlußplatte verschlossen wird. Es bleibt noch nachzutragen, daß man auch noch am stirnseitigen Ende des rohrförmigen Gehäuses 7 ein Dichtring 39 anbringen kann, der in Fig. 2 in den Rumpfboden 4 eingelassen ist. Dies ist aber nur symbolisch zu verstehen und es wird selbstverständlich einer Abdichtung ohne Anbringung einer Nut am Rumpf der Vorzug gegeben.

Im übrigen ergibt sich aus Fig. 7, daß bei völlig ausgefahrener Vorrichtung der zylinderartige Träger 9 bündig oder zumindest etwa bündig mit dem Flugzeugrumpf - in Fig. 7 mit dem Rumpfboden 4 - abschließt. Entsprechendes gilt selbstverständlich auch für das Ausführungsbeispiel der Fig. 2.

Im übrigen wird der ausfahrbare Teil 11 der Vorrichtung 2 so weit ausgefahren, daß sich der untere Spiegel 12 mit Sicherheit oberhalb der Grenzschicht befindet.

Fig. 5 entnimmt man, daß der Spiegelträger 19 über mehrere, beim Ausführungsbeispiel über drei Streben 20 an einem lediglich schematisch angedeuteten Schlitten 20 gehalten ist, so daß er gegenüber dem ausfahrbaren Teil 11 der Vorrichtung 2 verfahrbar und damit gegenüber dem laserfernen Spiegel 13 einstellbar ist. Weil sich beim Messen der lasernahe Spiegel 12 außerhalb des Flugzeugrumpfes befindet, muß selbstverständlich die obere ringförmige Platte 5 entsprechende Durchtrittsmöglichkeiten für den Schlitten aufweisen. Die spezielle Verstelleinrichtung und die genaue Ausbildung der Lagerung des Schlittens 20 am ausfahrbaren Teil 11 ist im einzelnen nicht dargestellt, weil es sich insoweit um bekannte Konstruktionen handeln kann und im Hinblick auf den Erfindungsgegenstand diesbezüglich keine Besonderheiten zu beachten sind.

Wie bereits angedeutet, besteht der käfigartige ausfahrbare Teil 11 beim Ausführungsbeispiel der Fig. 2 aus drei teleskopartig ausfahrbaren Längsgliedern 22. Deren äußere Elemente, nämlich die Rohre 23, sind in geeigneter Weise in Längsrichtung geführt und in nicht näher gezeigter Weise quer zu ihrer Längsachse entsprechend der Belastung beim Messen abgestützt. Schematisch ist eine Führung lediglich am Deckel 5 angedeutet. Das innere Element jedes Längsglieds 22 ist beim Ausführungsbeispiel eine Gewindespindel 24. Im übrigen entnimmt man bspw. Fig. 3, daß die drei Längsglieder 22 mit ihren geometrischen Achsen ein gleichseitiges Dreieck markieren.

Jede Gewindespindel 24 ist drehfest mit einer Zahnriemenscheibe 25 (Fig. 2 und 4) gekuppelt. Wenn man alle drei Zahnriemenscheiben mit Hilfe eines sie umfassenden Zahnriemens 26 in Drehung versetzt, so bedeutet dies ein gleichzeitiges und gleichartiges Drehen der Gewindespindeln. Weil jede eine Spindelmutter 27 axial durchsetzt und diese insbesondere am unteren Ende ihres Rohres 23 drehfest gehalten sind, bewirkt ein Drehen des Zahnriemens in der einen Drehrichtung ein Hochheben des ausfahrbaren Teils 11 der Vorrichtung 2 und ein Drehen des Zahnriemens 26 bzw. der Zahnriemenscheiben 25 in Gegenrichtung ein Absenken oder Hereinfahren des ausfahrbaren Teils 11 in den Flugzeugrumpf 1. Im übrigen ist diese Art der Höhenverstellung nur als eine von mehreren möglichen anzusehen. Es kommt genausogut eine Zahnstangen-Ritzel-Höhenverstellung, eine hydraulische oder pneumatisch Höhenverstellung oder jede bekannte andere Längsverstellung in Frage. Wichtig ist nur, daß die Verstellvorrichtung unter der auftretenden Querbelastung des ausfahrbaren Vorrichtungsteils 11 einwandfrei funktioniert und insbesondere das Einziehen des ausfahrbaren Teils 11 bei schnell fliegendem Flugzeug ermöglicht. Auch muß es möglichst leicht sein und dort nicht wackeln. Deshalb ist eine nicht dargestellte Arretierung nach dem Ausfahren vorgesehen.

Der Zahnriemen 26 wird mittels einer lediglich schematisch dargestellten Spannrolle 28 gespannt. Diese kann zugleich den Antrieb des Zahnriemens übernehmen. Statt dessen kann man aber am Zahnriemen noch eine weitere, insbesondere mit einem Elektromotor gekuppelte Zahnriemenscheibe angreifen lassen, so daß die Spannrolle 28 nur eine reine Spannfunktion übernimmt. Schließlich ist es auch denkbar, in geeigneter Weise eine der Zahnriemenscheiben unmittelbar anzutreiben, wobei dann deren Drehung über den Zahnriemen 26 auch auf die anderen Zahnriemenscheiben 25 übertragen wird.

Sofern der motorliche Antrieb ausfällt, oder falls man auf diesen verzichtet, kann man die Zahnriemenscheiben 25 auch unmittelbar durch ein entsprechendes Rad 29 von Hand antreiben. Hierbei handelt es sich aber bevorzugterweise nur um einen Notantrieb, der lediglich dann betätigt wird, wenn der Motorantrieb ausgefallen ist. Wenn man koaxial zu den Zahnriemenscheiben 26 oder an Stelle von diesen Ritzel vorsieht, so kann es sich beim Rad 29 um ein Zahnrad handeln.

In Fig. 5 ist zwischen dem ausfahrbaren Teil 11 und parallel zu diesem und dem Gehäuse 7 ein Prüfzylinder 31 angeordnet. Dieser bevorzugterweise vorhandene Prüfzylinder 31 ist während des Außenmeßbetriebes, d. h. in ausgefahrenem Zustand des Teils 11 ortsfest angeordnet. Er erstreckt sich in axialer Richtung etwa von der Unterseite der Rumpfdecke 6 bis in eine untere Ebene, in welcher der Spiegelträger 19 sich dann befindet, wenn das ausfahrbare Teil 11 in nach innerhalb des druckdichten Gehäuses 7 abgesenktem Zustand angeordnet ist. In diesem eingefahrenen Zustand des Teils 11 kann der Zylinder 31 um eine zur Zylinderachse exzentrische Achse 32 gemäß Pfeil 33 in den Strahlengang der Diodenlaser verschwenkt werden. Hierzu wird zunächst der Spiegelträger 19 mit dem unteren Spiegel 12 etwas abgesenkt, damit der Zylinder 31 in den Strahlengang verschwenkt werden kann. Danach wird der Spiegelträger 19 wieder nach oben gefahren, und zwar so lange, bis ein Ringrand des Spiegelträgers 19 mit der zugewandten Ringstirnfläche des Zylinders 31 etwa dichtend aneinanderliegt. In diesem Zustand kann eine Kalibrierung mit Eichgasen, die öfters zwischen Außenmessungen notwendig ist, vorgenommen werden. Weil der Spiegelträger 19 mit mindestens einem Durchtrittsloch für den Laserstrahl versehen ist, muß zur Verhinderung eines Eichgasaustritts aus dem Prüfzylinder zwischen dem Spiegelträger 19 und dem lasernahen Spiegel 12 ein nicht dargestelltes Dichtfenster vorhanden sein, welches einen Gasaustritt verhindert aber einen Durchtritt der Laserstrahlen ermöglicht. Selbstverständlich ist der Zylinder 31 während der Kalibrierung auch im Bereich des laserfernen Spiegels 13 luftdicht gehalten bzw. entsprechend abgedichtet.

Aus Fig. 2, aber auch den vorstehenden Darlegungen ergibt sich, daß aus dem Flugzeugrumpf 1 beim Messen der überwiegende Teil der Rohre 23 herausragt. Diese Rohre sind dem "Fahrtwind" beim Fliegen ausgesetzt. Infolgedessen ist es zweckmäßig, wenn man ihren Querschnitt strömungsgünstig gestaltet. Eine dementsprechende Ausbildung ist im Anspruch 14 beschrieben. Als Querschnitt kommt ein angenähertes Tropfenprofil in Betracht. Infolgedessen muß die Vorrichtung so in das Flugzeug eingebaut werden, daß die Rohre an der üblichen Profilzuströmseite dieses speziellen Profils, also bspw. bei einem Tropfenprofil an der Breitseite angeströmt werden.

Aus den vorstehenden Ausführungen ergibt sich, daß die Vorrichtung gemäß Fig. 2 so in den Flugzeugrumpf 1 eingebaut wird, daß ihr ausfahrbarer Teil 11 nach oben hin, also aus der Rumpfdecke 6 ausfährt. Dies schließt selbstverständlich nicht aus, daß man diese Vorrichtung gewissermaßen auf dem Kopf stehend einbaut, so daß sie entgegen Fig. 1 nicht nach oben hin, sondern nach unten hin, also aus dem Rumpfboden 4 ausfahrbar ist.

Gemäß Fig. 7 sieht eine Variante der Vorrichtung vor, daß der ausfahrbare Teil 11 aus dem Rumpfboden 4 austritt, d. h. diese Vorrichtung ist innen an der Rumpfdecke 6 befestigt. Konstruktiv unterscheidet sie sich gemäß den nachstehenden Ausführungen von der in Fig. 2 gezeigten Variante. Andererseits kann man sie aber in gleicher Weise in den Flugzeugrumpf einbauen wie die Vorrichtung der Fig. 2, so daß der ausfahrbare Teil 11 auch beim zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung nach oben hin ausfährt.

Während bei der ersten Ausführungsform gemäß Fig. 2 die beiden Spiegel 12 und 13 gewissermaßen in einem Käfig untergebracht sind, der im wesentlichen durch die drei teleskopartig ausfahrbaren Längsglieder 22 und die Verschlußplatte 16 gebildet ist, befinden sich gemäß Fig. 7 die beiden Spiegel 12 und 13 an einem einzigen ausfahrbaren Glied 11, das gemäß Fig. 6 als Strömungsprofil ausgebildet ist. Selbstverständlich ist dieses Strömungsprofil so ausgerichtet, daß seine übliche Anströmseite dem Fahrtwind ausgesetzt ist. Im Falle der Fig. 6 und 7 fliegt das Flugzeug in Pfeilrichtung 40.

Die beiden Spiegel 12 und 13 befinden sich vorauseilend in einem Abstand vor dem Anströmende des ausfahrbaren Teils 11. Dabei ist der lasernahe Spiegel 12 bspw. mittels zweier steifer Arme 41 und 42 mit vorzugsweise T-Profilquerschnitt, mit dem ausfahrbaren Teil 11 in strömungsgünstiger Weise verbunden. Dadurch bleibt ein Zwischenraum zwischen dem ausfahrbaren Teil 11 und dem Spiegel 12, welcher eine Rolle 43 hindurchtreten läßt, wenn der Teil 11 ausgefahren oder eingezogen wird. Es ist eine lediglich schematisch eingezeichnete Längsführung für das ausfahrbare Teil 11 vorgesehen, die bspw. aus der erwähnten Rolle 43 sowie einer gegenüberliegenden Rolle 44 und zwei seitlichen Rollen 45 und 46 besteht. Diese Rollen sind in nicht näher gezeigter geeigneter Weise drehbar an der ringförmigen Platte 47 gelagert, welche der ringförmigen Platte 5 der Fig. 1 entspricht. Im zylinderartigen Träger 9 sind entsprechende Ausnehmungen vorgesehen, so daß dieser so weit nach unten ausgefahren werden kann, daß seine Unterseite 48 bündig mit der Außenfläche 49 des Rumpfbodens 4 abschließt.

Die ringförmige Platte 47 besitzt keinen kreisrunden Durchbruch, sondern einen langgestreckten dessen Form durch die Halteplatte 50 und den laserfernen Spiegel 13 bestimmt ist. Die Halteplatte 50 lehnt sich hinsichtlich ihrer Form an den Querschnitt des ausfahrbaren Teils 11 der Vorrichtung 2 an. Damit ist auch bei eingezogenem ausfahrbarem Teil 11 eine außen glatte Fläche im Bereich der Vorrichtung 2 vorhanden.

Die ringförmige Platte 47 kann bspw. mittels eines Dichtrings 51 gegenüber dem Flugzeugrumpf abgedichtet werden. Er hält in Übereinstimmung mit Fig. 2 den Flansch des rohrförmigen Gehäuses 7 nieder. Ein weiterer Dichtring 52 dichtet den Außenmantel des rohrförmigen Gehäuses 7 gegenüber dem Rumpfboden 4 ab. Die Dichtringe 51 und 52 sind nur symbolisch zu verstehen, d. h. man wird die beiden Dichtringe vorzugsweise nicht in den Rumpfboden einlassen, sondern in entsprechende Nuten des jeweils gegenüberliegenden Teils. Die Wandstärken müssen selbstverständlich entsprechend gewählt werden.

Der lasernahe Spiegel 12 kann in Fig. 7 gegenüber dem laserfernen Spiegel 13 hinsichtlich seines Abstands eingestellt werden. Hierzu dient eine Verstelleinrichtung, welche lediglich schematisch eingezeichnet und mit 53 bezeichnet ist.

Damit der zylinderartige Träger 9 im rohrförmigen Gehäuse 7 nicht tordiert werden kann, sind Längsführungen 54 und 55 vorgesehen, zugehörige Längsführungen 56 und 57 befinden sich am zylinderartigen Träger 9. Es handelt sich insoweit um eine Einrichtung in der Art von Nuten und Federn.

Der zylinderartige Träger 9 der Fig. 7 ist in gleicher Weise wie in Fig. 2 mittels mehrerer bspw. dreier teleskopartig ausfahrbarer Längsglieder 22 ausfahr- und einziehbar. Diese Längsglieder 22 sind in Fig. 7 nur schematisch eingezeichnet. Eines davon ragt ins Innere des Strömungsprofils des ausfahrbaren Teils 11 hinein, während sich die beiden anderen außerhalb befinden. Die Spindelmuttern 27 können in gleicher oder ähnlicher Weise am zylinderartigen Träger 9 befestigt sein wie beim ersten Ausführungsbeispiel. Man erreicht dadurch ein verkantungsfreies Einziehen und Ausfahren, insbesondere aber auch in Verbindung mit den Längsführungen 54 bis 57.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung 2 hat vor allen Dingen den Vorteil, daß die Messungen schnell und hinsichtlich der Erfassung der kurzlebigen Radikale bei der stratosphärischen Ozonchemie unverändert durchgeführt werden können. Es erfolgt eine unverfälschte Messung an Ort und Stelle, also bspw. in der Stratosphäre und nicht im Flugzeug. Des weiteren können die Messungen kontinuierlich mit einer Zeitauflösung von ca. 1 s vorgenommen werden. Auch ist es auch ohne weiteres möglich, die Messung sowohl bei Tag als auch bei Nacht durchzuführen, was insbesondere deshalb von Bedeutung ist, weil sich bestimmte Gaskonzentrationen an einer und derselben Stelle der Stratosphäre am Tage gegenüber der Nacht um mehrere Zehnerpotenzen photolytisch ändern. Schließlich ist auch noch hervorzuheben, daß in der Stratosphäre im Meßbereich des "Ozonlochs" von 16-26 km Höhe bei dieser Außenmessung ein für das spektroskopische Meßverfahren günstiger Druck von ca. 100-20 hPa (Millibar) mit höchster Empfindlichkeit herrscht, den man im Gegensatz zum allgemeinen Stand der Technik nicht extra erzeugen muß. Auch dies führt zur vorteilhaften Gewichtsersparnis.

Ein weiterer wesentlicher Vorteil der Vorrichtung liegt in der Möglichkeit Größenverteilungen und Dichte von Eiskristall-Aerosolen der PSC′s (polar stratospheric clouds) bei unter -80°C unverändert messen zu können. Dies ist noch wissenschaftliches Neuland bei der Klärung der heterogenen stratosphärischen Ozonchemie, die katalytisch zum Ozonloch führt.

Während bei den zwei Ausführungsbeispielen nach den Fig. 1 und 7 die Vorrichtung für die Spiegelhalterung der Multireflexionszelle in vertikaler Richtung nach oben bzw. nach unten aus dem Flugzeugrumpf ausgefahren wird und sie sich bei diesen Ausführungsbeispielen in der Druckkabine des Flugzeugs befindet sieht die dritte Variante nach den Fig. 8 bis 10 vor, daß man die Vorrichtung vor der Druckkabine im Bug des Flugzeugs unterbringt. Hierbei wird die Vorrichtung beim Messen mit der offenen Herriott-Zelle aus dem Flugzeug herausgeschwenkt, wie dies die Fig. 10 in Verbindung mit Fig. 8 zum Ausdruck bringt. Wenn das Flugzeug gemäß Fig. 8 im Bug einen rechten 60 und linken 65 Laderaum besitzt, so kann man die Vorrichtung und die zugehörigen Aggregate und dergleichen auf diese beiden Laderäume verteilen und gemäß Fig. 8 eine Querverbindung mittels eines CFK-Rohres 58 schaffen, welches beim Ausführungsbeispiel dieser Figuren die zentrale Gasverbindungsleitung 59, vorzugsweise aus Kupfer aufnimmt. Ebenso steht das CFK-Rohr für elektrische Steuerleitungen zur Verfügung.

Im in Flugrichtung rechten Laderaum 60 vor der Druckkabine 61 befinden sich beispielsweise Druckgasflaschen 62 für Null- und Prüfgase. Diese Druckgasflaschen sind über die erwähnte zentrale Gasverbindungsleitung 59 mit dem Innern eines Kalibriergasrohres 63 strömungsverbunden. Das Überströmen der Gase kann mittels eines Magnetventils 64 im Verbund mit einem Gasdruckregler und Spülblock an jeder Druckgasflasche freigegeben bzw. gestoppt werden. Die Gase werden wie vorstehend erläutert zu Kalibrierzwecken benötigt. Im in Flugrichtung linken Laderaum 65 befindet sich der wesentliche Teil der erfindungsgemäßen Vorrichtung. Diese wird im Sinne des Pfeils 66 von der in Fig. 8 dargestellten Transportlage in die Meßlage herausgeschwenkt, wobei sich die aus Fig. 10 schematisch gezeigte Endstellung ergibt. Wie nachstehend noch erläutert wird, kann man aber bei niedrigen Flughöhen, also in der Tropopause und Troposphäre unterhalb von 12 Kilometern, mit der in Ausgangslage befindlichen Vorrichtung bei einem Druck größer als 200 hPa und bei geschlossener Multireflexionszelle bei einem optimalen Unterdruck von 30 hPa bei geringster spektraler Linienbreite der Moleküle Luftmessungen durchführen.

Beim Messen und Kalibrieren innerhalb vom Flugzeug wird der optische Weg des Laserstrahls von ca. 100 m zwischen den Hohlspiegeln 69 und 70 am Spiegelarm 71 durch das Kalibriergasrohr 63 mit seinen beweglichen Rohrkappen 67 und 68 gasdicht abgeschlossen. Die beiden konfokalen Hohlspiegel 69 und 70 entsprechen genau den Hohlspiegeln 12 und 13 der beiden ersten Ausführungen in Fig. 1-7. Sie bilden die für Flugzeugmessungen bevorzugte Herriott-Zelle, beispielhaft für eine Multireflexionszelle.

Die Spiegel sind an einem Spiegelarm 71 befestigt, der um die Achse 72 im Sinne des Pfeils 66 schwenkbar gelagert ist. Zuvor werden allerdings der Bugladeraum mit einem Rollo durch einen Elektromotor geöffnet und die beiden Rohrkappen 67 und 68 vom Kalibriergasrohr 63 abgehoben. Dies geschieht mit Hilfe eines Elektromotors 73, welcher ein Zahnradpaar 74, 75 antreibt, wobei das Zahnrad 75 drehfest mit einer Schraubenspindel 76 verbunden ist. Diese ist mit einer rechts- und linksgängigen Spindel ausgestattet, wobei die eine in eine Spindelmutter 77 und die andere in eine Spindelmutter 78 eingreift. Infolgedessen führt eine Drehung der Schraubenspindel 76 zu einem Abheben der Rohrkappe 67 nach links und der Rohrkappe 68 nach rechts. Eine gegenläufige Drehung des Elektromotors 73 bewirkt das Aufsetzen der Rohrkappen auf das Kalibriergasrohr 63.

Der Spiegelschwenkarm 71 ist als doppelarmiger Hebel ausgebildet und er trägt an seinem in Fig. 8 rechten Hebelarm ein Gehäuse 79 mit zumindest dem oder den Diodenlasern, mindestens einem Kryobehälter und wenigstens einer Laseroptik mit Detektoranordnung. Diese bleibt gemäß Fig. 10 bei herausgeschwenktem Arm 71 im linken Laderaum 65. Bei der Messung mit offener Herriott-Zelle befinden sich demnach bei herausgeschwenktem Arm 71 nur die beiden Hohlspiegel 69 und 70 außerhalb des Flugzeugrumpfes bzw. Flugzeugbugs, wobei sich der Hohlspiegel 70 wie bei der ersten Variante außerhalb der Grenzschicht befindet. Vom Gehäuse 79 führt ein Kabelstrang 90 in die Druckkabine 61 zur elektrischen Steuerung und Datenaufzeichnung.

Das Herausschwenken des Spiegelarms 71 erfolgt vorteilhafterweise auch mit Hilfe des Elektromotors 73, der unter Zwischenschaltung einer nicht näher dargestellten umschaltbaren Kupplung, die bevorzugterweise magnetisch betätigbar ist, eine Gewindespindel 80 antreibt. Auf dieser befindet sich eine Spindelmutter 81 am Ende einer schwenkbaren Zugstange 82. Eine Drehung der Gewindespindel 80 in der einen Richtung bewirkt ein Herausschwenken des Spiegelarms 71 während eine gegenläufige Drehung das Hereinschwenken des Spiegelarms 71 zur Folge hat. Der Bugladeraum wird danach immer mit einem oder während der Messung mit zwei Rollos aus aerodynamischen Gründen verschlossen.

Aus Fig. 9 ergibt sich, daß das Innere des Kalibriergasrohres 63 über eine Leitung 83 mit einem Lufteinlaßflansch 84 am Flugzeugboden strömungsverbunden ist unter Zwischenschaltung eines vorzugsweise magnetisch zu betätigendem Absperrventils 85. Außerdem steht das Kalibriergasrohr 63 über eine weitere Leitung 86 mit einem insgesamt mit 87 bezeichneten Vakuumpumpensystem in Strömungsverbindung. Eine Leitung 88 des letzteren führt zu einer Gasauslaßöffnung 89 am Flugzeug. Auch dieser Teil der Vorrichtung findet gemäß Fig. 8 und 9 im linken Laderaum 65 vom Flugzeugbug Platz.

Das Vakuumpumpensystem 87 wird bei Messungen in der Stratosphäre (12 bis 26 Kilometer Höhe), also bei herausgeschwenkter offener Multireflexionszelle nicht benötigt, so daß man es für diese Flüge gar nicht mittransportieren muß. Bei einem Gewicht von ca. 50 Kilogramm wird somit das Startgewicht der Maschine reduziert. Andererseits kann man aber den freiwerdenden Platz dazu nutzen beispielsweise eine 10-Liter N₂-Nullgasflasche und vier 1-Liter Prüfgasflaschen zu installieren, die gemäß Fig. 8 im rechten Laderaum vorgesehen sind. Die Spurengase in den Prüfgasflaschen sind in Ihrer Zusammensetzung nicht feuergefährlich. Ohne das Vakuumpumpensystem ergibt sich für das Flug-Diodenlaser-Spektrometer ein Gewicht von ca. 130 kg. Das entspricht etwa der Nutzlast des Höhenforschungsflugzeugs STRATO 2C für die maximale Höhe von 26 km.

Den Querschnitt des Spiegelarms 71 wählt man vorteilhafterweise aerodynamisch tropfenförmig aus CFK. Er kann mit der Spektrometer-Optik zusammen ein- und ausgebaut werden, so daß die Optik vorher im Labor justiert werden kann. Somit wird die Relativlage der beiden Hohlspiegel 69 und 70 im Flugzeug nicht mehr verändert.

Die Unterbringung der Vorrichtung für eine offene Multireflexions-Zelle im Bugraum beispielsweise der STRATO 2C hat gegenüber der Unterbringung in der Druckkabine den Vorteil, nicht im sicherheitskritischen Bereich zu sein. Das vereinfacht das Ein- und Ausbauen des Geräts, weil dabei keine umfangreichen Drucktests der Druckkabine durchgeführt werden müssen. Außerdem kann das Diodenlaser-Spektrometer im Bugraum die Außentemperatur bis ca. -90°C langsam beim Aufstieg annehmen, so daß es nicht vorgekühlt werden muß, um thermisch stabilisiert zu sein. Ebenso sind beim Kalibrieren innerhalb vom Flugzeug die notwendigen Außentemperatur-Meßbedingungen gegeben.

Die beiden konfokalen Hohlspiegel (12, 13 in Fig. 1-7 und entsprechend 69, 70 in Fig. 8-10) bilden eine vibrationsstabile Herriott-Zelle, stellvertretend als bevorzugtes Beispiel für eine Multireflexionszelle für offene Flugzeugmessungen.

Das Vakuumpumpensystem 87 kann je nach Bedarf (in Abhängigkeit von der Flughöhe) separat leicht ein- und ausgebaut werden.

Claims (28)

1. Vorrichtung für ein Flug-Diodenlaser-Spektrometer (Flug-DLS) zur Messung wenigstens von atmosphärischen Spurengasen und Aerosolen, vorzugsweise in der Stratosphäre, zum Einbau in ein Flugzeug, für ein IR-Absorptions- und Streulicht-Spektrometer mit mehreren Diodenlasern und mit in Laufrichtung der Laserstrahlen (14) im Abstand angeordneten Spiegeln (12, 13), wobei sich die Spiegel (12, 13) sowie die Diodenlaser mit ihrer Optik, ihrer Detektoranordnung und ihrer Kühlungsanordnung an einem quer zur Flugrichtung aus dem Flugzeugrumpf (1) ausfahrbaren oder zumindest teilweise herausschwenkbaren Teil (11) der Vorrichtung (2) befinden, wobei der ausgefahrene oder herausgeschwenkte Vorrichtungsteil (11) mit den Spiegeln (12, 13) von der Luft quer zur optischen Achse durchströmbar ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Teil (11) so weit ausfahrbar bzw. herausschwenkbar ist, daß sich der lasernahe Spiegel (12) in einem die Grenzschichtdicke etwas übertreffenden Mindestabstand von der Rumpfaußenfläche des Flugzeugs befindet.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Spiegel (12, 13) vorgesehen sind, deren Abstand beim Messen konstant, aber einstellbar ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß parallel zum ausfahrbaren bzw. herausschwenkbaren Teil (11), jedoch innerhalb des ortsfesten Teils der Vorrichtung (2) ein in den Strahlengang des Diodenlaser-Spektrometers einschwenkbarer gasdicht zwischen die beiden Hohlspiegel (12, 13) einfügbarer Kalibriergaszylinder (31) vorgesehen ist.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zur Bestimmung der Größenverteilung von Aerosolen durch Streulichtmessung an der Vorrichtung (2) zusätzlich mindestens ein weiterer Diodenlaser mit jeweils zugehöriger Optik, Detektoranordnung, Kühlungsanordnung sowie mit einem Retroreflektor (15) angeordnet ist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß sich der Retroreflektor (15) im Bereich des laserfernen Spiegels (13) des Diodenlasers zur Messung von Aerosolen befindet.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der laserferne Hohlspiegel (13) ringförmig ausgebildet ist und sich der Retroreflektor (15) in dessen Zentrum befindet.

8. Vorrichtung Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß der laserferne Hohlspiegel (13) und der Retroreflektor (15) an einer Platte (16) der Vorrichtung (2) befestigt sind, die zugleich ein Verschlußorgan für die Öffnung im Flugzeugrumpf (1) zum Durchtritt des ausfahrbaren Vorrichtungsteils (11) bildet.

9. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der ausfahrbare bzw. herausschwenkbare Vorrichtungsteil (11) mittels eines Motor- und/oder Handantriebs von einer Transportstellung im Flugzeug in eine ausgefahrene Arbeitsstellung verstellbar ist.

10. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der ausfahrbare bzw. herausschwenkbare Vorrichtungsteil (11) in der Art eines Käfigs ausgebildet ist.

11. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sich am oder im Bereich des inneren Käfigendes ein insbesondere zylinderartiger Träger (9) mit den Diodenlasern samt jeweils Optik, Detektoranordnung, Kühlungsanordnung befindet, der gegenüber dem lasernahen Spiegel (12) in Richtung des gegenseitigen Abstands justierbar ist.

12. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der lasernahe innere Spiegel (12) des Diodenlasers für die Messung von Gasbestandteilen gegenüber dem laserfernen äußeren Spiegel (13) zumindest hinsichtlich des gegenseitigen Abstands einstellbar ist.

13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Käfig im wesentlichen aus mehreren, vorzugsweise parallelen, teleskopartig ausfahrbaren Längsglieder (22) besteht, wobei sich der zylinderartige Träger (9) und die Spiegel (12, 13) sowie ggf. der Retroreflektor (15) am ausfahrbaren Teil (11) bzw. dem Käfig befindet und zumindest die Längsgliederenden oder -endbereiche miteinander verbunden (3, 16) sind.

14. Vorrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das ausfahrbare Teil jedes Längsglieds (22) als Rohr (23) ausgebildet ist, wobei die Außenkontur des Rohrquerschnitts in der Art eines strömungsgünstigen Profils ausgebildet und im Flugzeug so angeordnet ist, daß der Fahrtwind dieses Profil an seiner üblichen Profilzuströmseite anströmt.

15. Vorrichtung nach Anspruch 13 oder 14, gekennzeichnet durch mindestens drei im gleichen gegenseitigen Abstand angeordnete Längsglieder (22), wobei jedes zumindest teilweise aus einer Gewindespindel (24) und einem diese umgebenden Rohr (23) mit Spindelmutter (27) besteht und wobei die Gewindespindeln (24) gleichzeitig und gleichsinnig mittels eines Zahnriemenantriebs (25, 26), antreibbar sind.

16. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sich der lasernahe innere Hohlspiegel (12) an einem Schlitten (21) befindet und er in Längsrichtung der Längsglieder (22) an diesen verfahr- und feststellbar gelagert ist.

17. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9 und 12, dadurch gekennzeichnet, daß der ausfahrbare oder herausschwenkbare Vorrichtungsteil ein Rohr mit dem Querschnitt eines Strömungsprofils aufweist, an dem ein zylinderartiger Träger (9) mit den Diodenlasern samt jeweils Optik, Detektoranordnung, Kühlungsanordnung sowie der lasernahe Spiegel (12) und der laserferne Spiegel (13) befinden, wobei vorzugsweise der zylinderartige Träger (9) gegenüber dem lasernahen Hohlspiegel (12) in Ausfahrrichtung (10, 10a) verstellbar, zumindest aber justierbar ist.

18. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3 und 5 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß sich der herausschwenkbare Spiegelarm (71 der Vorrichtung im Bugraum (60, 65) des Flugzeugs außerhalb der Druckkabine (61) befindet und der optische Weg zwischen den Hohlspiegeln (69, 70) von je einer gegen ein beidendig offenes Rohr (63) gasdicht zustellbaren Rohrkappe (67, 68) abgeschlossen werden kann, wobei das Rohr über mindestens eine absperrbare Leitung (85, 83) mit der Umgebungsluft des Flugzeugs verbindbar ist.

19. Vorrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß das Rohr ein Kalibriergasrohr (63) ist, welches über wenigstens eine Rohrleitung (59) mit mindestens einer Druckgasflasche (62) im rechten Bugraum (60) des Flugzeugs verbunden ist.

20. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß sich in einem seitlichen Bugraum (60) mehrere Druckgasflaschen (62) für Null- und Prüfgase befinden und das Diodenlaser-Spektrometer in einem gegenüberliegenden seitlichem Bugraum (65) untergebracht ist, wobei die Druckgasflaschen (62) und das Kalibriergasrohr (63) über eine mindestens der Flaschenzahl entsprechende Anzahl von Verbindungsleitungen strömungsverbunden sind, und wobei sich die zusammengeschlossene Hauptverbindungsleitung (59) in einem zwischen die Bugräume (60, 65) geschalteten Aufnahmerohr (58) befindet.

21. Vorrichtung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen zwei Teilstücke der Verbindungsleitungen (59) ein magnetventilgesteuerter Druckgasregler mit Spülblock (64) geschaltet ist.

22. Vorrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 18 bis 21, dadurch gekennzeichnet, daß die beide Hohlspiegel (69, 70) an einem Schwenkarm (71) mit strömungsgünstigem Profilquerschnitt angebracht sind, der um eine etwa vertikale Achse (72) seitwärts aus dem Bugraum (65) herausschwenkbar ist.

23. Vorrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwenkarm (71) ein doppelarmiger Hebel ist, dessen herausschwenkbarer Hebelarm die beiden Hohlspiegel (69, 70) trägt, während sich am im Bugraum verbleibenden Hebelarm ein Gehäuse (79) mit zumindest dem oder den Diodenlasern, mindestens einem Kryobehälter und wenigstens einer Laseroptik mit Detektoranordnung befindet.

24. Vorrichtung nach Anspruch 22 oder 23, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwenkarm (71) mittels eines Elektromotors (73) in Verbindung mit einer Gewindespindel (80), einer Spindelmutter (81) und einer damit verbundenen Zugstange (82) verschwenkbar ist.

25. Vorrichtung nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, daß der Elektromotor (73) unter Zwischenschaltung einer umschaltbaren, magnetisch betätigbaren Kupplung, auch mit einem Antrieb für die Verstellung der zustellbaren Rohrkappen (67, 68) antriebsverbunden ist.

26. Vorrichtung nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß der Antrieb für die zustellbaren Rohrkappen (67, 68) eine Schraubspindel (76) mit zwei gegenläufig gewendelten Spindelhälften und je eine jeder Kappe zugeordnete Spindelmutter (77, 78) umfaßt, wobei zwischen die Schraubspindel und den Elektromotor (73) ein vorzugsweise zwei Zahnränder (74, 75) umfassendes Getriebe geschaltet ist.

27. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 19 bis 26, dadurch gekennzeichnet, daß an die Rohrkappen (67, 68) vom Kalibriergasrohr (63) eine Gasabsaugleitung (86) angeschlossen ist, welche unter Zwischenschaltung von Magnetventilen und eines Vakuumpumpensystems (87) am Ende (88) mit einer Gasauslaßöffnung (89) des Flugzeugs strömungsverbunden ist.

28. Vorrichtung nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß sich an der Gasauslaßöffnung (89) ein Venturirohr befindet.