Hintergrund der Erfindung
Gebiet der Erfindung
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Die Erfindung betrifft das Gebiet von Fluiddatensystemen und insbesondere ein
hydrodynamisches Luftdatensystem zur Verwendung bei Flugzeugen und
dergleichen.
Beschreibung der verwandten Technik
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Das typische Flugzeug-Luftdatensystem verwendet Staurohre, die sowohl den
dynamischen als auch den statischen Druck messen, und berechnet daraus die
berichtigte Eigengeschwindigkeit, die Machzahl und die barometrische
Druckhöhe. Wenn die Schallgeschwindigkeit lediglich als Funktion der Quadratwurzel
der absoluten Temperatur ausgedrückt wird, so benötigt man nur eine geeichte
Messung der Temperatur für deren Berechnung. Aus der Machzahl und der
errechneten Schallgeschwindigkeit kann die wahre Eigengeschwindigkeit
berechnet werden. Allerdings müssen Staurohre sich aus dem Rumpf des
Flugzeugs heraus erstrecken. Diese tendieren daher dazu, den Radarquerschnitt
(RCS) zu vergrößern. Bei einem schwer ausmachbaren Flugzeug, wie der F-
117A, werden eine umfassende Formgebung solcher Staurohre zusammen mit
dem Aufbringen von aufwändigen radar-absorbierenden Beschichtungen
eingesetzt, um den Flugzeug-RCS auf akzeptable Niveaus zu reduzieren.
Staurohre müssen auch Heizeinrichtungen einbeziehen, um ein Vereisen, der
Mündungen zu vermeiden. Bei einem Flug mit extrem hoher Geschwindigkeit,
wie dies das Spaceshuttle beim Wiedereintritt erfährt, werden die Staurohre
zurückgezogen, um eine Beschädigung durch die intensive aerodynamische
Heizung zu vermeiden, und bleiben daher zurückgezogen, bis die
Geschwindigkeit auf ungefähr Mach 3 reduziert ist. Es wurden bündig angebrachte
Systeme basierend auf der Verwendung von Lasern entwickelt, um derartige
Messungen durchzuführen, diese sind jedoch sowohl teuer als auch schwer.
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Eine weitere kritische, zur Steuerung eines Flugzeugs notwendige Messung ist
der Winkel zwischen der Flugzeuglängsachse und dem Fahrtwind (Anstellwinkel
und Gleitwinkel). Das typische System zum Messen dieser Winkel verwendet
eine externe Sonde. Die Sonde umfasst vier äquidistant um deren Umfang
angeordnete Druckmündungen, zwei zu der Vertikalachse ausgerichtet, um den
Anstellwinkel zu messen, und die anderen zwei zu der Horizontalachse
ausgerichtet für eine Giermessung. Falls das Flugzeug sich in irgendeinem Winkel
zu dem Fahrtwind befindet, so wird die durch die zwei ausgerichteten
Mündungen erhaltene Messung differieren. Natürlich wird diese Differenz
proportional zu dem Anstellwinkel oder Gleitwinkel sein. Es ist jedoch
offensichtlich, dass eine derartige Sonde die gleichen Nachteile wie das Staurohr
besitzt.
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Aktive akustische Luftdatensysteme, welche die Eigengeschwindigkeit und den
Anstellwinkel bereitstellen können, sind in der Technik ebenfalls nicht neu. Die
meisten basieren auf dem Prinzip, dass die Transmissionszeit von Schallwellen in
einem Fluid längs eines gegebenen Wegs eine Funktion der Summe der lokalen
Schallgeschwindigkeit zuzüglich der lokalen Fluidgeschwindigkeitskomponente
parallel zu diesem Weg ist. Falls die Fluidgeschwindigkeit dieselbe Richtung wie
die Ausbreitungsrichtung einer Schallwelle besitzt, so ist die Transmissionszeit
der Schallwelle zwischen zwei Punkten von gegebenem Abstand minimal. In
ähnlicher Weise, falls die Fluidgeschwindigkeit eine Richtung entgegengesetzt
der Ausbreitungsrichtung einer Schallwelle besitzt, so ist die Transmissionszeit
der Schallwelle zwischen den zwei Punkten maximal. Dementsprechend, falls
Schallwellen sich in einem Fluid längs einer Mehrzahl von nicht-parallelen Wegen
ausbreiten, wobei jeder Weg die gleiche Länge besitzt und koplanar ist mit jedem
anderen Weg und mit der Richtung der zu messenden Fluidgeschwindigkeit, so
werden die Transmissionszeiten der Schallwellen längs jedes der Wege variieren
entsprechend der Fluidgeschwindigkeit und -richtung, d. h. der Größe der
Fluidgeschwindigkeitskomponente längs jedes Wegs. Alle derartigen Systeme
basieren jedoch auf dem Konzept des Aussendens eines akustischen Signals
(Schallwellen) mittels eines elektromechanischen Wandlers (z. B. eine
Schallquelle) durch das Fluidmedium hindurch zu einem oder mehreren Empfängern und
dem Messen der Ausbreitungszeit zu jedem stromabwärtigen
Anordnungsempfänger.
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Ein Beispiel eines derartigen Systems findet sich in der U.S.-Patentschrift Nr.
3,379,060 "Wind Meter" von C. B. Pear, Jr. Ein erster elektroakustischer
Wandler ist vorgesehen zum Übertragen eines Schallpulses längs einer Mehrzahl
von nicht-parallelen Wegen, die koplanar sind mit der Richtung einer zu
messenden Fluidgeschwindigkeit. Eine Mehrzahl von zweiten elektroakustischen
Wandlern, einer für jeden der Mehrzahl von Wegen, sind konzentrisch um den
ersten Wandler herum beabstandet und längs der Mehrzahl von Wegen
angeordnet, um den durch den ersten Wandler ausgesendeten Schallpuls zu
empfangen. Jedem Empfangswandler zugeordnet ist ein Anzeigemittel, welches
in Betrieb genommen wird, wenn ein Schallpuls ankommt. Außerdem ist eine
Logikschaltungsanordnung vorgesehen, so dass, wenn ein Puls durch einen der
Empfangswandler empfangen wird, lediglich dessen Anzeigeeinrichtung betätigt
wird und alle anderen Anzeigeeinrichtungen an einem Betrieb gehindert sind bis
die Logikschaltung zurückgesetzt ist. Da es nur einen Weg geben wird, der im
wesentlichen parallel zu der Fluidflussgeschwindigkeitsrichtung ist, wird der
diesem Weg zugeordnete Empfangswandler den Schallpuls empfangen bevor
dieser durch irgendeinen der anderen Empfangswandler empfangen wird, was
dessen Anzeigemittel zum Ausschluss aller anderen Anzeigemittel betätigt. Durch
Beobachten, welches Anzeigemittel aktiviert wird, wird eine Messung der
Fluidflussrichtung erhalten.
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Um die Fluidgeschwindigkeit zu bestimmen, wird der zuerst empfangene
Schallpuls verwendet, um einen neuen Puls zu erzeugen, der den
Aussendewandler nach einer vorbestimmten festen Verzögerung ansteuert, die dazu
ausreicht, zu erlauben, dass der vorausgegangene Schallpuls unter allen
erdenklichen Wetterbedingungen sämtliche der Empfangswandler erreicht hat.
Indem der Aussendewandler derart betrieben wird, wird die
Pulswiederholungsrate eine Funktion der minimalen Transitzeit eines Schallpulses sein, der von dem
Aussendewandler zu einem der Mehrzahl von Empfangswandlern läuft, welche
Zeit natürlich direkt mit der Fluidgeschwindigkeit und der Schallgeschwindigkeit
in Beziehung steht. Die Fluidflussgeschwindigkeit wird direkt erhalten durch
Messen der minimalen Pulsankunftszeitdifferenz zwischen der akustischen Quelle
und den stromabwärtigen Empfängerwandlern.
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Gemäß der U.S.-Patentschrift Nr. 4,143,548 "Measuring The Speed Of An
Aircraft" von E. Graewe et al. sendet ein Sender für kontinuierliche
Ultraschallwellen modulierte Wellen in zwei entgegengesetzte Richtungen, die durch einen
Vorwärtsempfänger und einen Rückwärtsempfänger aufgefangen werden. Die
Phasendifferenzen zwischen dem Sendersignal und den Empfängersignalen
werden verwendet, um Transitzeitdifferenzen zu berechnen, mittels derer die
empfangenen Signale demoduliert werden, und die relative Phase wird
verwendet, um die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu berechnen. Ein
nichtverschwindender Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeugs und der
tatsächlichen Bewegungsrichtung kann kompensiert werden durch Einbeziehen
von zwei orthogonal angeordneten Empfängern, um einen
Geschwindigkeitsvektor (Anstellwinkel) zu erhalten.
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Eine dritte Methode ist beschrieben in der U.S.-Patentschrift Nr. 4,112,756
"Ultrasonic Air Data System" von P. H. B. MacLennan et al. Dieses Ultraschall-
Luftdatensystem bestimmt die Relativgeschwindigkeit eines Flugzeugs bezüglich
des Mediums in einer, zwei oder drei Richtungen. Außerdem kann es die
Schallgeschwindigkeit und die ungefähre Temperatur bestimmen. In dem System
mit einer Richtung sendet ein erster Ultraschallwandler einen Puls zu einem
zweiten Wandler aus, wo dieser erfasst und zu dem ersten Wandler
zurückreflektiert und wieder zu dem zweiten Wandler reflektiert wird. Die
Pulstransmissionszeiten für jede Richtung werden bestimmt und die
Relativgeschwindigkeit, die Schallgeschwindigkeit sowie die ungefähre Temperatur
werden als eine Funktion der Transitzeiten bereitgestellt. Bei den Systemen mit
zwei oder drei Richtungen sind drei oder vier Wandler in einer zwei- oder
dreidimensionalen Konfiguration angeordnet. In dem ersten Halbzyklus sendet der
erste Wandler einen Puls zu dem zweiten Wandler, wo dieser zu dem dritten oder
letzten Wandler in einem zweidimensionalen System reflektiert wird und dann zu
dem letzten Wandler in einem dreidimensionalen System reflektiert wird. In dem
zweiten Halbzyklus sendet der letzte Wandler einen Puls, der durch die
Wandleranordnung zu dem ersten Wandler reflektiert wird. Transitzeiten für eine
Pulsausbreitung in jeder Richtung zwischen Paaren von Wandlern werden
bestimmt und Relativgeschwindigkeiten, die Schallgeschwindigkeit und die
ungefähre Temperatur werden als eine Funktion dieser Transitzeiten
bereitgestellt.
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Bei allen drei der obigen Systeme ist ein Ultraschallwandler oder "Lautsprecher"
erforderlich. Sämtliche der folgenden Akustiksysteme erfordern
Ultraschallwandler oder Lautsprecher: U.S.-Patent Nr. 4,708,021 "Arrangement For
Contactless Measurement Of The Velocity Of A Moving Medium" von H. Braun
et al., U.S.-Patent Nr. 5,040,415 "Nonintrusive Flow Sensing System" von S.
Barkhoudarian, U.S.-Patent Nr. 4,484,478 "Procedure And Means For Measuring
The Flow Velocity Of A Suspension Flow, Utilizing Ultrasonics" von E. Harkonen,
U.S.-Patent Nr. 4,112,756 "Ultrasonic Air Data System" von P. Barry et al.,
U.S.-Patent Nr. 4,995,267 "Method Of Monitoring The State Of Elongated
Object And Apparatus For Performing This Method" von S. Mikheev et al., U.S.-
Patent Nr. 4,351/188 "Method And Apparatus For Remote Measurement Of
Wind Direction And Speed In The Atmosphere" von M. Fukushima et al., U.S.-
Patent Nr. 4,831, 874 "Paradac Wind Measurement System" von S. Daubin et
al., U.S.-Patent Nr. 4,468,961 "Fluid Direction Meter Suitable For Angle Of
Attack Meter For Aircraft" von L. Berg, U.S.-Patent Nr. 4,611,496 "Ultrasonic
Flow Meter" von T. Komachi, U.S.-Patent Nr. 3,548,653 "Direction and Velocity
Determining Apparatus" von V. Corey, U.S.-Patent Nr. 4,576,047 "Apparatus
For Determining the Transit Time Of Ultrasonic Pulses In A Fluid" von R. Lauer
et al., U.S.-Patent Nr. 4,174,630 "Ultrasonic Anemometer" von J. Nicoli, U.S.-
Patent Nr. 3,693,433 "Ultrasonic Anemometer" von Y. Kobori et al. und U.S.-
Patent Nr. 4,043,194 "Wind Shear Warning System" von J. Tanner.
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US 3 844 170, US 3 845 660 und GB 2 011 621 beschreiben jeweils eine
Methode oder Vorrichtung zum Messen der Fluidflussgeschwindigkeit, wobei ein
Paar von akustischen Sensoren an verschiedenen Stellen längs einer
fluidführenden Leitung vorgesehen sind. Korrelationsfunktionen werden verwendet,
um eine Fluidflussgeschwindigkeit aus den zwei Akustiksensorsignalen
abzuleiten. In GB 2011 621 wird auch vorgeschlagen, dass die Sensoren an einem
Flugzeug oder Schiff an Orten angebracht sein können, die in Vorwärts- und
Rückwärtsrichtung voneinander beabstandet sind. US 5,083,279 beschreibt ein
System zum Bestimmen der Eigengeschwindigkeit und des Anstellwinkels eines
Flugzeugs.
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Gemäß der Erfindung ist ein System zum Bestimmen der physikalischen
Eigenschaften einer auftreffenden Fluidflussströmung über einer Oberfläche
relativ zu einer Achse davon vorgesehen, wobei das System umfasst:
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wenigstens ein erstes passives hydrodynamisches Drucksensormittel, welches
an der Oberfläche angebracht ist,
wenigstens eine Anordnung von zweiten passiven dynamischen
Drucksensormitteln, die an der Oberfläche stromabwärts des wenigstens einen ersten
Sensormittels angebracht ist und eine Mehrzahl von den zweiten passiven
dynamischen Drucksensormitteln umfasst, wobei das wenigstens eine erste
Sensormittel und jedes zweite Sensormittel der wenigstens einen Anordnung
dazu vorgesehen sind. Druckfluktuationen zu erfassen, die in der turbulenten
Grenzschicht der Fluidflussströmung erzeugt werden, und erste bzw. zweite
Ausgangssignale bereitzustellen, die für die dort passierenden Druckfluktuationen
repräsentativ sind, und
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Mittel, die dazu angeordnet sind, um die ersten und zweiten Ausgangssignale zu
empfangen und die Transitzeiten der Druckfluktuationen zu bestimmen, die über
eine diskrete Periodenzeit von dem wenigstens einen ersten Sensormittel zu
jedem der zweiten Sensormittel der wenigstens einen Anordnung gemessen
werden, und um aus den Transitzeiten die Konvektionsgeschwindigkeit der
Druckfluktuationen in der turbulenten Grenzschicht der Fluidflussströmung über
der Oberfläche sowie die Winkelrichtung der Fluidflussströmung relativ zu der
Achse zu berechnen.
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Die Erfindung stellt ein hydrodynamisches Datensystem bereit, welches zur
Verwendung mit einem Fahrzeug wie einem Flugzeug geeignet ist, und welches
bündig mit der Oberfläche des Fahrzeugs vorgesehen sein kann. Das System
verwendet lediglich passive akustische Sensoren und kann die wahre
Eigengeschwindigkeit, die Machzahl sowie den Anstellwinkel liefern.
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Das System kann einen ersten dynamischen Drucksensor sowie eine Anordnung
von zweiten dynamischen Drucksensoren aufweisen, die in einem Bogen hinter
dem ersten Sensor und äquidistant davon angebracht sind. Der erste dynamische
Sensor kann auf der Längsachse des Fahrzeugs angeordnet sein, wobei die
Anzahl von zweiten akustischen Drucksensoren gleichmäßig verteilt auf jeder
Seite derselben vorgesehen sein kann. In einer weiteren Ausführungsform ist
eine Anordnung von ersten Sensoren und zwei Anordnungen von zweiten
Sensoren vorgesehen. Jeder erste Sensor kann mit jedem Sensor in den
Anordnungen von zweiten Sensoren "kreuzkorreliert" sein. Somit stellt diese
Anordnung eine erhöhte Redundanz bereit.
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Die neuartigen Merkmale, welche als charakteristisch für die Erfindung
angesehen werden, sowohl hinsichtlich deren Organisation als auch deren
Betriebsweise, sind zusammen mit den weiteren Aufgaben und Vorteilen derselben aus
der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen
besser verständlich, in welchen die gegenwärtig bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung anhand eines Beispieles veranschaulicht ist. Es ist jedoch
ausdrücklich darauf hinzuweisen, dass die Zeichnungen lediglich zu Zwecken der
Veranschaulichung und Beschreibung vorgesehen sind und nicht als eine
Definition der Grenzen der Erfindung beabsichtigt sind.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
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Fig. 1 ist eine teilweise perspektivische Ansicht eines Flugzeugs, welche den
Ort des hydrodynamischen Luftdatensystems darstellt.
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Fig. 2 ist eine Frontansicht des in Fig. 1 gezeigten Flugzeugs, welche ebenfalls
den Ort des hydrodynamischen Luftdatensystems darstellt.
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Fig. 3 ist eine teilweise Seitenansicht des in Fig. 2 gezeigten Flugzeugs,
betrachtet in Richtung des Pfeils 3, welche im Besonderen eines der
hydrodynamischen Luftdatensysteme darstellt.
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Fig. 4 ist eine schematische Darstellung des hydrodynamischen
Luftdatensystems.
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Fig. 5 ist eine Grafik, welche die Methodik der Autokorrelation darstellt.
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Fig. 6 ist eine Grafik, welche die Methodik der Kreuzkorrelation darstellt.
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Fig. 7 ist eine bildliche Darstellung einer Methode zum Berechnen der
Ausbreitungszeiten eines Signals zwischen dem Referenzmikrofon und
Mikrofonen der Anordnung sowie des Winkels davon relativ zu einer
Achse.
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Fig. 8 ist ein Flussdiagramm eines Computerprogramms zum Berechnen der
Geschwindigkeit, des Anstellwinkels oder Gierwinkels und der Machzahl.
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Fig. 9 ist eine der Fig. 3 ähnliche Ansicht, welche eine Ausführungsform der
Erfindung unter Verwendung mehrerer erster Sensoren und mehrerer
Anordnungen von zweiten Sensoren einsetzt.
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Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
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Eine teilweise Ansicht eines Flugzeugs ist mit den Fig. 1-4 gegeben, wobei das
Flugzeug allgemein durch die Bezugszahl 10 gekennzeichnet ist und eine
Längsachse 11A, eine Vertikalachse 11B und eine Seitenachse 11C aufweist.
Das Flugzeug 10 besitzt einen Rumpf 12 mit einer Nase 14, Flügeln 16,
Triebwerkseinlässen 18 und einem Cockpit 19. Vier hydrodynamische
Luftdatensysteme 20A-20D sind an dem Rumpf 12 in der Nähe der Nase 14 angebracht.
Das System 20A umfasst einen ersten hydrodynamischen Sensor 22 (Mikrofon)
und eine Anordnung 24 von zweiten hydrodynamischen Sensoren 24A-I, die in
einem Bogen hinter dem Sensor 22 äquidistant von diesem angebracht sind,
wobei die Distanz durch die Bezugszahl 25 gekennzeichnet ist. Wie es dargestellt
ist, befindet sich der hydrodynamische Sensor 22 auf der Längsachse 11A,
wobei die Anzahl von zweiten hydrodynamischen Sensoren 24A-I gleichmäßig
verteilt auf jeder Seite davon vorgesehen ist und der zweite hydrodynamische
Sensor 24E auf der Achse 11A vorgesehen ist. Auf der Längsachse hinter der
Anordnung 24 angebracht ist ein statischer Drucksensor 26, ein passiver
Strahlungsmesser 28 zum Messen der Umgebungstemperatur und ein passiver
Strahlungsmesser 30 zum Messen des Wasserdampfgehalts und ein
Feuchtkugelanemometer 31 oder ein ähnliches Instrument zum Messen der
Taupunkttemperatur. Das hydrodynamische Druck-Luft-Datensystem 20C ist an der
entgegengesetzten Seite des Flugzeugs in einer ähnlichen Weise angebracht,
wohingegen die hydrodynamischen Drucksensorluftdatensysteme 20B und 20D
in 90 Grad hierzu angebracht sind, wobei der Sensor 22 und die Anordnung 24
mit der Vertikalachse 11B des Flugzeugs ausgerichtet sind. Es ist zu betonen,
dass Ort und Anzahl von Sensoren in der Anordnung 24 variieren können
abhängig von den Designerfordernissen für das spezielle Flugzeug, und die
dargestellte spezielle Anordnung dient lediglich der Veranschaulichung: der erste
Sensor 22, und alle Sensoren der Anordnung 24, der Drucksensor 26, die
Strahlungsmesser 28 und 30, und das Anemometer 31.
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Der passive Ansatz involviert die Verwendung einer Kreuzkorrelationsanalyse zur
Bestimmung des zeitlichen Nachhinkens oder der zeitlichen Verzögerung
zwischen einer Anregung und einer Antwort. Die Anregung besteht aus den
mitgeschleppten turbulenten Grenzflächendruckfluktuationen an dem
Referenzsensor 22 und die Antwort ist die Druckfluktuation, die durch jeden der Sensoren
24A-I der Anordnung 24 empfangen wird.
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Eine gute Methode zum Messen der Ähnlichkeit zwischen zwei Wellenformen ist
es, diese, Ordinate für Ordinate, miteinander zu multiplizieren und die Produkte
über die Dauer der Wellenformen zu addieren (Kreuzkorrelation). Zum Bewerten
der Ähnlichkeit zwischen Wellenformen a und b von Fig. 5, multipliziert man
Ordinaten ai mit b&sub1;, a&sub2; mit b&sub2; usw. und addiert diese Produkte, um eine einzige
Zahl zu erhalten, die ein Maß der Ähnlichkeit ist. Dies kann entweder mit
kontinuierlichen oder mit abgetasteten Signalen durchgeführt werden. In Fig. 5
sind die Wellenformen A und B identisch, so dass jedes Produkt einen positiven
Term zu deren Summe beiträgt. Die Summe ist deshalb groß und ist definiert als
die Autokorrelation. Falls jedoch derselbe Prozess an Wellenformen a und d
durchgeführt wird, die nicht identisch sind, so stellt sich heraus, dass jedes
positive Produkt durch ein negatives Produkt aufgehoben wird; die Summe ist
deshalb klein und die Wellenformen sind nicht ähnlich.
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Es seien nun die Wellenformen c und d betrachtet. Diese sind in der Form
identisch, eine ist jedoch zeitlich versetzt. Falls man nun den Prozess des
Multiplizierens von Ordinaten (von welchen c&sub1; und d&sub1; typisch sind) durchführt, so
findet man wieder, dass jedes positive Produkt dazu tendiert, durch ein negatives
Produkt aufgehoben zu werden und dass die Summe klein ist. Falls man somit
die Ähnlichkeit zwischen einer Wellenform des Typs a und einer zeitlich
verschobenen Version derselben auftragen würde, so ist zu erwarten, dass die
resultierende Funktion kleine Werte für große Zeitverschiebungen annimmt und
zu einem großen positiven Maximalwert ansteigt, wenn die Zeitverschiebung Null
wird. Dies ist die Autokorrelationsfunktion des breitbandigen Zufallssignals,
welches in dem Beispiel von Fig. 5 verwendet ist. Eine Sinuswelle wird identisch
mit sich selbst, wenn immer die Zeitverschiebung eine ganze Zahl von Perioden
ist und somit ist die Autokorrelationsfunktion selbst periodisch. Bei einem
breitbandigen zufälligen Rauschen reicht jedoch eine sehr kleine Zeitverschiebung
aus, um die Ähnlichkeit zu zerstören und die Ähnlichkeit kehrt nie zurück. Somit
ist die Autokorrelationsfunktion ein scharfer Impuls, der von einem zentralen
Maximum bei einer Zeitverschiebung von Null sehr rasch auf sehr kleine Werte
abfällt, wenn die Zeitverschiebungen groß werden.
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Während die Autokorrelationsfunktion die Ähnlichkeit zwischen einer Wellenform
und einer zeitlich verschobenen Version derselben betrifft, kann man das gleiche
Maß der Ähnlichkeit auf den Fall von zwei Wellenformen anwenden, die nicht
identisch sind (Kreuzkorrelation). Es wird auf Fig. 6 mit den zwei Wellenformen
durch ein "Fenster" der Breite (2T) Bezug genommen, und wir schätzen die
Ähnlichkeit der zwei Wellenformen in diesem Intervall ab durch wiederholtes
Multiplizieren von Ordinaten, Summieren von Produkten und zeitliches
Ver
schieben. Der untere Verlauf ist eine graphische Darstellung der Ähnlichkeit als
eine Funktion der Zeitverschiebungen zwischen den zwei Wellenformen. Die
Kreuzkorrelationsfunktion der zwei Wellenformen, f(t) und g(t), ist ein Graph der
Ähnlichkeit zwischen f(t) und dem verzögerten g(t + Δt) als eine Funktion der
Verzögerung zwischen diesem.
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Mit Bezug auf die Fig. 4, 7 und 8 wird unter Verwendung der obigen
Analysetechniken die Kreuzkorrelationsfunktion aus den gemessenen Daten an
den zwei Sensororten (z. B. den Sensoren 22 und 24A) berechnet. Diese kann
ausgedrückt werden als das Integral:
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wobei:
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fr(t) = gemessene Daten an dem Ort des Referenzwandlers zur Zeit t,
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fa(t + Δt) = gemessene Daten am Ort des Anordnungswandlers zur Zeit t + Δt.
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Der normierte Kreuzkorretationskoeffizient wird aus der Kreuzkorrelationsfunktion
und Autokorrelationsfunktion wie folgt erhalten:
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wobei:
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= Ref. -Wandler-Autokorrelation,
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und
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= Anordnungs-Wandler-Autokorrelation,
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Zu
Zwecken der Veranschaulichung (Fig. 7) sei angenommen, dass die
Luftströmungsgeschwindigkeit durch den Pfeil 40 gekennzeichnet ist und
zwischen den Sensoren 24B und 24C vorhanden ist. Der Computer 28 wird
kontinuierlich Korrelationswerte berechnen, die im Speicher als eine Funktion der
Verzögerungszeit Δt gespeichert werden. Die Δt-Werte für die
Spitzenkorrelationswerte für den Sensor 22 und jeden Sensor 24A-I werden
"aufgetragen" und Kurvenanpassungsberechungen bestimmen das
entsprechende minimale Δt, welches in diesem Fall zwischen die Sensoren 24B und 24C
fallen wird. Anhand des Winkelversatzes zwischen den zwei Sensorpaaren 22,
und 24B und 24C, wird der durch die Bezugszahl 44 bezeichnete, tatsächliche
Winkel bestimmt. Wenn die Anordnungssensoren auf einem Bogen und
äquidistant von dem Referenzsensor angeordnet sind, so wird der normierte
Kreuzkorrelationskoeffizient ein Maximum für das Sensorpaar sein, welches das
minimale Δt zeigt.
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Die freie Strömungsgeschwindigkeit (V∞) ist proportional zu der Grenzflächen-
Wirbelkonvektion-Geschwindigkeit (Vbl). Die Beziehung ist eine Funktion des Orts
an einem Flugzeug und ist auch eine Funktion des
Grenzflächen-Frequenzumfangs, welcher in der Analyse verwendet wird.
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V∞ = (1/k)·Vbl.
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wobei: k variiert zwischen 0,8 und 0,9 als eine Punktion des Systems. Somit
muss der Wert der Konstante k experimentell bestimmt werden, entweder durch
Windkanalversuche oder tatsächliche Flugzeugftugversuche.
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Die Umgebungs-Schallgeschwindigkeit (C∞) ist gegeben durch die Gleichung:
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wobei: γ = Verhältnis der spezifischen Wärmen (1,4 für Luft),
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g = Gravitationskonstante (32,176 ft/sec²),
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R = Gaskonstante (53,3 ft/Grad Rankine für Luft), und
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T∞ = absolute freie Strömungstemperatur (Grad Rankine),
gemessen mit dem Strahlungsmesser 28 (in der ungestörten Atmosphäre)
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Für Luft bei niedriger Temperatur (d. h. typisch für einen atmosphärischen Flug)
wird die Gleichung somit:
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und die freie Strömungs-Flug-Machzahl ist gegeben durch die Gleichung:
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Machzahl = V∞/C∞
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Die Transitzeiten zwischen dem Referenzsensor und den stromabwärtigen
Anordnungssensoren (durch eine Distanz S getrennt) werden bestimmt durch die
Spitze in den berechneten Kreuzkorrelationsfunktionen für jedes Paar. Die
minimale Zeitverzögerung für alle Paare identifiziert sowohl die Richtung des
Flusses als auch die Konvektionsgeschwindigkeit. Die
Grenzschicht-Konvektionsgeschwindigkeit wird einfach berechnet aus:
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wobei S = die Distanz 25 zwischen dem Sensor 22 und der Anordnung 24,
dargestellt in Fig. 3.
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Die obigen Gleichungen können in SI-Einheiten umgewandelt werden, wobei 1 ft
= 0,305 m, 1 Grad Rankine = 5/9 Grad Kelvin.
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Diese Berechnungen sind eine Routine für moderne Multikanalanalysatoren und
werden auch mathematisch durch Softwareroutinen durchgeführt, die in
Akquisition/Analyse-Systeme einbezogen werden können. Es ist darauf
hinzuweisen, dass mit dem Einbezug eines ordnungsgemäß kalibrierten statischen
Drucksensors 26 die barometrische Höhe erhalten werden kann. Mit dem
Wasserdampf-Anemometer 30 und dem Feuchtkugel-Anemometer 31 zum
Bestimmen des Taupunkts ist eine Information zur Aktivierung eines
Kondensationsunterdrückungssystems zugänglich.
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Es ist darauf hinzuweisen, dass die Erfindung nicht darauf eingeschränkt ist,
einen Referenzsensor 22 auf der Achse 11A und die Sensoren der Anordnung 24
gleichmäßig davon beabstandet angeordnet aufzuweisen. Ebensowenig müssen
die Sensoren in der Anordnung 24 gleichmäßig beabstandet auf jeder Seite der
Achse 11A angeordnet sein. In Fig. 9 ist eine Mehrzahl von Referenzsensoren
50A-C verwendet wie auch mehrere Anordnungen 52A-E und 54A-G. Dies
erfordert, dass die Gleichungen die Differenz in der Distanz zwischen jedem
Sensor der Anordnungen 50A und der Anordnungen 52A-E und 54A-G
berücksichtigen. Es ist jedoch immer noch eine einfache Aufgabe für moderne
Computer. Der Vorteil dieses Konzepts ist es, dass eine notwendige Redundanz
mit einem einfachen System erhalten wird.
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Wenngleich die bevorzugte Ausführungsform sich mit einem Luftdatensystem für
ein Flugzeug befasst, ist es offensichtlich, dass die Erfindung für Landfahrzeuge
wie auch für Schiffe, sogar Unterseeboote angewendet werden kann.
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Wenngleich die Erfindung mit Bezug auf bestimmte Ausführungsformen
beschrieben wurde, so ist es verständlich, dass die Ausführungsformen lediglich
veranschaulichend sind, da es zahlreiche Variationen und Modifikationen gibt, die
durch Fachleute durchgeführt werden können. Somit ist die Erfindung als
lediglich durch die Reichweite der beigefügten Ansprüche begrenzt aufzufassen.
Industrielle Anwendbarkeit
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Die Erfindung besitzt Anwendungspotential für die Luft- und Raumfahrt und die
Schifffahrtsindustrien.