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Diese
Erfindung betrifft allgemein die Feststellung von Bedingungen, die
das Risiko von Eisbildung auf der Oberfläche eines Luftfahrzeugs, das sich
in Bewegung befindet, mit sich bringen, aufgrund von Temperaturmessung.
Genauer ausgedrückt,
umfasst die Erfindung sowohl ein Verfahren als auch eine Vorrichtung
in verschiedenen Ausführungsformen,
die zum Vermeiden der durch solche Eisbildung dargestellten Probleme
vorgesehen sind.
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Wenn
hier auf ein Luftfahrzeug Bezug genommen wird, geht es im ersten
Fall um Flugzeuge und zweitens andere Formen von Luftfahrzeugen, einschließlich Hubschraubern,
die auch in hohem Ausmaße
Eisbildung ausgesetzt sein können.
Insbesondere Eisbildung auf dem Hubschrauberrotor kann sehr gefährlich sein.
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Bisher
waren viele Vorschläge
auf die Feststellung von Eisschichten gerichtet, die auf der Oberfläche eines
Luftfahrzeugs abgelagert werden. Beispiele bekannter Verfahren von
Interesse in dieser Hinsicht sind das US-Patent 5,521,584 und möglicherweise
insbesondere US-Patent 5,313,202.
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Die
Patentbeschreibung nimmt als Ausgangspunkt, dass der Luftfahrzeugteil
mit unterkühlten
Wassertropfen kollidiert, die im Luftraum vorhanden sind, wo sich
der Teil bewegt. Die Kollision führt zur
Anhaftung der Wassertropfen an dem Luftfahrzeugteil, und die Tropfen
werden infolge dieser Kollision zu Eis umgewandelt. Wenn das Wasser
zu Eis gefriert, wird Eisenergie in Form von Wärme freigesetzt, so dass das
Eis eine höhere
Temperatur als die Umgebung haben wird, während das Eis gebildet wird.
Eis wird bei 0°C
gebildet. Dieser Bereich des Luftfahrzeugteils, der mit Eis bedeckt
ist oder der mit noch nicht vollständig ausgefrorenem Eis bedeckt wurde,
wird deshalb eine Temperatur haben, die höher als die Umgebung ist und
dementsprechend auch höher
als die der noch nicht mit Eis bedeckten Bereiche ist. Diese Temperaturdifferenz
zum Beispiel zwischen der Vorderkante des Hubschrauberrotors, die sich
in einem Vorgang befindet, in dem Eis aufgebaut wird – und Teilen
des selben Rotors, wo noch kein Eis angehaftet ist, kann gemäß der Patentbeschreibung mittels
eines bestimmten kontaktfreien Detektors aufgezeichnet werden, der
die Differenz in Infrarotstrahlung von den Bereichen mit Eis in
bezug zu der Strahlung von den eisfreien Bereichen aufzeichnet.
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Es
ist nirgends in der Patentbeschreibung erwähnt, dass Gefrieren vor dem
Luftfahrzeugteil beginnen kann, und die Empfindlichkeit eines IR-Detektors,
wie er gezeigt ist, wird nicht geeignet sein, um die Auswirkungen
von Temperaturdifferenzen auf den Luftfahrzeugteil aufgrund des
Gefrierens sehr kleiner unterkühlter
Wassertropfen im Luftraum außerhalb
des tatsächlichen
Luftfahrzeugteils zu messen – d.
h. die Tropfen sind zu klein, um an dem Luftfahrzeugteil durch das
Ausfrieren anzuhaften. Deshalb kann die Lösung nicht zum Warnen über ein
jegliches Risiko von Eisbildung verwendet werden.
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Dieses
bekannte Verfahren soll aufzeichnen, dass Eis gebildet wurde oder
sich im Bildungsvorgang befindet, insbesondere auf Tragflächen, wenn das
Luftfahrzeug auf dem Boden steht. Der Zweck besteht darin, zeitaufwendige
Inspektionen einzusparen, zur Entscheidung, ob das Luftfahrzeug
vor dem Start enteist werden muss.
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Die
Funktionsweise des Verfahrens basiert auf der Tatsache, dass Eis
eine Isolierwirkung hat: Nachdem ein Luftfahrzeug und der Inhalt
von in den Tragflächen
angeordneten Treibstofftanks hoch in der Luft waren, können sie
auf unter den Gefrierpunkt von Eis abgekühlt worden sein. Wenn warme
Luft mit einem hohen Feuchtigkeitsgehalt an der Stelle vorliegt,
wo das Luftfahrzeug gelandet ist, kann die Feuchtigkeit kondensieren
und auf der Tragfläche
an den betreffenden Bereichen zu Eis gefrieren. An ausgewählten Stellen,
wo ein Risiko von Eisbildung vorliegen kann, werden spezielle Sensoren
befestigt, um den Wärmefluss
von der feuchten warmen Luft zum abgekühlten Luftfahrzeugsteil messen
zu können.
Wenn der Luftfahrzeugsteil mit einer zunehmend dicken Eisschicht
bedeckt wird, wird der Wärmefluss
aufgrund der Isolierwirkung des Eises sinken. Wärmefluss und Temperaturbild
ermöglichen eine
Berechnung der Dicke des wahrscheinlich gebildeten Eises. Daher
kann der Pilot vor dem Hintergrund der Messungen in einer einfachen
Weise entscheiden, ob Enteisung erforderlich ist oder nicht.
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Diese
Form von Eisbildung ist nicht von Interesse in Bezug zu einem Luftfahrzeug
während
des Flugs, und dementsprechend kann dieses bekannte Verfahren in
der gezeigten Form nicht zum Aufzeichnen von Eisausbildung infolge
von Kollision mit unterkühltem
Regen in der Luft während
eines Flugs verwendet werden, und ist noch weniger in der Lage,
vor irgendeinem Risiko solcher Eisbildung zu warnen.
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Die
Patentbeschreibung und Ansprüche
enthalten keine Angabe des Inhalts, dass der Erfinder diese Möglichkeit
erwogen hat.
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Daher
sind die bisher bekannten Verfahren nicht auf die Schaffung einer
Vorwarnung bezüglich des
Risikos gerichtet, dass Eisbildung vorliegt. Wenn Ablagerung einer
Eisschicht begonnen hat, können bereits
Risikofaktoren existieren, die Luftfahrzeugpiloten in hohem Ausmaß vermeiden
wollen. Dementsprechend besteht ein großer Bedarf an Mitteln zum Feststellen
von Bedingungen, die ein Risiko von Eisbildung mit sich bringen,
bevor eine solche Eisbildung in Gang gesetzt wird. Diese Erfindung
ist deshalb auf diese Aufgabe gerichtet und beruht auf Temperaturmessungen,
wie es auch bei bekannten Verfahren zum Feststellen, dass eine Eisschicht
tatsächlich
abgelagert wurde, der Fall ist.
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In
ihrem breitesten Aspekt bestehen die neuen und speziellen Merkmale
der Erfindung in erster Linie darin, dass die Oberflächentemperatur
mit Temperaturmesselementen gemessen wird, die an wenigstens zwei
Oberflächenpunkten
mit unterschiedlichen Luftdrucken angeordnet sind, dass eine Aufzeichnung
der Änderung
der Temperaturdifferenz im Verlauf der Zeit zwischen den Punkten
als Grundlage für
die Feststellung verwendet wird und eine entsprechende Anzeige dem
Luftfahrzeugpiloten oder der Luftfahrzeugmannschaft dargeboten wird,
und dass wenigstens ein Temperaturmesselement ein Maß der absoluten
Temperatur gibt, das eine Prüfung
der Gültigkeit
der Detektion und der Anzeige liefert, wenn die absolute Temperatur
zwischen 0°C
und –55°C beträgt.
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Zusätzlich zu
den gerade bezüglich
des erfindungsgemäßen Verfahrens
aufgeführten
Hauptmerkmalen sind weitere und untergeordnete Verfahrensmerkmale
in den Ansprüchen
angeführt.
Darüber
hinaus weist die Erfindung eine Vorrichtung zum Feststellen von
Bedingungen auf, die das Risiko von Eisbildung an der Oberfläche eines
sich in Bewegung befindenden Luftfahrzeugs mit sich bringen, beruhend
auf Temperaturmessung, wie sie auch in den Ansprüchen aufgeführt ist.
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In
technischer Hinsicht ist es klar, dass die oben genannte Aufzeichnung
von Temperaturdifferenz/Temperaturänderungen mittels eines Computers
durchgeführt
werden wird und dass dieser nach einer geeigneten Signalverarbeitung
Steuer- oder Ausgangssignale
beispielsweise an ein Instrumentenbrett liefern wird, das durch
die Luftfahrzeugmannschaft betrachtet wird hinsichtlich Anzeigen, Alarm
oder Warnung des Inhalts, dass die Bedingungen auf einer oder mehreren
Oberflächentei len
des Luftfahrzeugs das Risiko von Eisbildung mit sich bringen. Dementsprechend
können
rechtzeitig erforderliche Maßnahmen
ergriffen werden, zum Beispiel durch geeignete Manövrierung
oder Aktivierung von Enteisungseinrichtungen.
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Mit
Hilfe der Erfindung ist es zum Beispiel für einen Piloten eines Passagierflugzeugs
möglich,
die Entwicklung der relevanten Temperaturverhältnisse über mehrere Minuten vor dem
Moment zu verfolgen, an dem Eisbildung beginnt. Für ein Luftfahrzeug
mit einer Geschwindigkeit mehrerer hundert Kilometer pro Stunde
bedeutet dies, dass eine Warnung über das Risiko von Eisbildung
mehrere zehn von Kilometern vorhergehend angezeigt werden kann.
Die Bedeutung hiervon kann nicht überschätzt werden.
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Die
Erfindung beruht zum Teil auf einem neuen Verständnis bezüglich der Mechanismen oder Vorgänge, die
unmittelbar angrenzend an die Oberflächen von sich in Bewegung befindenden
Luftfahrzeugen ablaufen, und in der folgenden Beschreibung sollen
diese Verhältnisse
weiter erörtert
werden. Allgemein wird bezüglich
meteorologischer Verhältnisse
von Interesse in dieser Verbindung hier auf das Buch verwiesen "Vær og klima i farger" (Titel in Deutsch:
Wetter und Klima in Farben) von Petter Dannevig und Svante Bodin,
H. Ascheburg & Co., Oslo
1978, siehe insbesondere Seite 105 und folgende im Buch.
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Wenn
sich ein Luftfahrzeug durch die Luft bewegt, werden lokale Variationen
in der relativen Geschwindigkeit zwischen den Luftmolekülen und den
verschiedenen Teilen der Oberfläche
des Luftfahrzeugs vorliegen – abhängig von
der Form und der Art seiner Bewegung. Insbesondere die Vorderkante der
Tragfläche
und Heckruderprofile sowie der Propeller, und an Hubschraubern:
der Hauptrotor und der Heckrotor sind Bereiche von Interesse. In
der technischen Terminologie werden diese Bereich als Staubereiche
bezeichnet, d. h. die Bereiche des Luftfahrzeugs, die in rechten
Winkeln oder beinahe rechten Winkeln zur Bewegungsrichtung ausgerichtet sind.
Hier wird ein Aufstauen von Luftmolekülen erfolgen, das zu einem
Druckanstieg in bezug zum stationären Umgebungsdruck führen wird – in einem
leichtverständlichen
Sinne aufgrund der Tatsache, dass die Luftmoleküle in dem Bereich Zeit brauchen,
um von einem Stillstand auf annähernd
die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs beschleunigt zu werden. Dieser
Druckanstieg wird zu einem adiabatischen Temperaturanstieg führen, der
in trockener Luft bei beispielsweise 500 km/h theoretisch etwa 10°C betragen
wird.
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Die
Reibungsarbeit zwischen der Luft und der Oberfläche des Luftfahrzeugs trägt auch
zu einem Anstieg der Temperatur bei. Nahe des Staubereichs wird
dieser Beitrag mäßig sein,
aber in Bereichen, in denen die relative Geschwindigkeit der Geschwindigkeit
des Flugzeugs entspricht, wird der Temperaturanstieg aufgrund der
Reibungsarbeit in der gleichen Größenordnung wie von der Druckanstauung
sein. Während
normalem Flug wird auch ein höherer
Druck auf der Unterseite der Tragflächen als auf der Oberseite
vorliegen. Diese Druckdifferenz wird auch zu einer entsprechenden
Temperaturdifferenz führen.
Die verschiedenen Beiträge,
die Einfluss auf die Temperatur haben, führen zu einem Temperaturprofil,
das durch Aufzeichnung der Temperaturverteilung auf der Oberfläche des
Luftfahrzeugs abgebildet werden kann. Die Ergebnisse von den verschiedenen
oben genannten Beiträgen
werden durch die Flugbedingungen des Luftfahrzeugs beeinflusst werden,
d. h. durch die Geschwindigkeit, durch den Angriffswinkel an den
Tragflächen,
durch die Motorleistung etc. Für
Flugzeuge mit festen Tragflächen
wird auch die Verwendung von Schlitzklappen, Klappen und dergleichen
einen Einfluss auf das Temperaturprofil haben.
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Wenn
die Luft Wasserdampf oder Gase mit anderen physikalischen Eigenschaften
als Luft enthält,
wird das Temperaturprofil in bezug zu dem Profil für saubere,
trockene Luft geändert
werden. Druckänderungen
und Reibwiderstand werden auch die Ursache von Turbulenzen im Raum
um das Luftfahrzeug sein. Wenn unterkühlte Wassertropfen in der Luft
vorhanden sind, kann das Gefrieren derselben infolge der Turbulenz,
der schnellen Temperaturänderungen
und des Druckstaus vor dem Luftfahrzeug initiiert werden. Ausbildung
von Eis von den Wassertropfen erfolgt normalerweise bei etwa 0°C (die Gefriertemperatur
hängt etwas
vom Druck ab), und bei dem Phasenübergang von Wasser zu Eis wird
eine große
Energiemenge pro Einheit von Wassergehalt freigesetzt. Wenn das
Wasser unterkühlt ist,
werden Anteile dieser Energie zum Erhitzen des Wassers verbraucht
werden, aber ein Teil der Energie wird auch nach und nach der die
Wassertropfen umschließenden
und zwischen diesen vorhandenen Luft zugeführt. Gefrieren von unterkühltem Wasser wird
deshalb zu einem Anstieg der Temperatur in bezug zur Temperatur
vor Beginn des Vorgangs führen.
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Zu
Anfang, bevor Ausfrieren beginnt, können keine bedeutenden Temperaturdifferenzen
zwischen den Wassertropfen und der Umgebungsluft vorliegen. Wenn
das Gefrieren beginnt, wird die Energie von dem Phasenübergang
im Wasser freigesetzt, was deshalb sehr augenblicklich zu einem
Temperaturanstieg bis zu 0°C
führen
wird. Auf diese Weise wird während
einer kurzen Zeit eine Temperaturdifferenz zwischen dem gefrierenden
Wasser und der Umgebungsluft erzeugt werden, und es wird ein Wärmefluss
vom Wasser zur Luft beginnen. Der Wärmefluss zwischen dem Wasser
und der Luft wird eine Funktion der Größe der Wassertropfen und ihrer
Anzahl pro Volumeneinheit – sowie
der Dichte (des Drucks) der Luft an der Stelle sein.
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Wenn
die unterkühlten
Wassertropfen klein sind und wenn die Menge derselben begrenzt ist, kann
die Übergangswärme vollständig durch
die Wassertropfen und die Umgebungsluft aufgenommen werden, Wenn
die Tropfen größer als
eine kritische minimale Größe sind,
möglicherweise
mit einer ausreichend hohen Dichte der Tropfen, ist es nicht möglich, die
gesamte Gefrierenergie ausreichend schnell zu verbrauchen oder zu
verteilen. Deshalb werden die Tropfen durch die Stauflächen getroffen werden,
bevor sie zu Eis geworden sind; sie werden eine "Breikonsistenz" haben und können jetzt bei Be rührung mit
den gekühlten
Teilen des Strömungsprofils,
oder bei Kontakt mit Eis, das bereits am Luftfahrzeug anhaftet,
zu kompaktem Eis gefrieren.
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Wenn
Eisbildung während
eines Flugs auftritt, beginnt die Anhäufung immer an den Staubereichen,
und das Eis wächst
dann von diesem Bereich nach außen
an. Wenn Eisbildung begonnen hat, kann die Form des Profils geändert werden,
wenn die Dicke des Eises zunimmt, und die Tragflächen- und Heckprofile können geändert werden,
so dass sowohl das Tragvermögen
als auch die Manövriereigenschaften
stark herabgesetzt oder zerstört
werden. Außerdem
können
durch die geänderte
Form auch andere und neue Stauoberflächen und -Bereiche gebildet
werden, wo das Eis sich auch aufbauen kann.
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Unterkühlung und
Ausfrieren von Eis kann spezielle Mechanismen oder Vorgänge aufweisen. Es
ist eine übliche
Vorstellung, dass der Gefrierpunkt von Wasser und der Schmelzpunkt
von Eis den gleichen Temperaturwert haben. Dies gilt jedoch nur, wenn
große
Wasseroberflächen
betroffen sind. Wenn es um sehr kleine Tropfen geht, muss das Gefrieren initiiert
werden. In einer Weise ist dies analog zu der Tatsache, dass Kondensationskerne
zum Bilden von Wassertropfen aus Dampf benötigt werden. Ohne das Vorliegen
von Gefrierkernen, die den Gefrierprozess beginnen können, und
ohne kinetische oder thermische Störungen kann das Wasser für eine lange
Zeit unterkühlt
bleiben, insbesondere, wenn die Lufttemperatur nicht niedriger als
etwa –12°C ist. In Ausnahmefällen ist
unterkühltes
Wasser hinab bis zu etwa –40°C gefunden
worden. Plötzliche
Temperatur- oder Druckänderungen,
zum Beispiel infolge von Turbulenzen von einem sich durch die unterkühlten Wassertropfen
bewegenden Flugzeug, können
den Gefrierprozess auslösen.
Es wird angenommen, dass die Notwendigkeit für Auslösung des Ausfrierens um so
niedriger ist, desto unterkühlter
die Tropfen sind, und desto größer sie
sind. Die Endtemperatur kann berechnet werden, wenn der Luftdruck,
die Menge von unterkühltem
Wasser und die Ausgangs- oder Anfangstemperatur bekannt sind. Im
umgekehrten Fall, wenn der Luftdruck, die Ausgangs- und die Endtemperaturen
bekannt sind, ist es möglich,
die Menge von unterkühltem
Wasser zu bestimmen. Berechnungen haben gezeigt, dass, wenn nur
kleine Mengen von unterkühltem
Wasser vorhanden sind, die gesamte freigesetzte Wärme nicht
ausreichend sein wird, um die Endtemperatur lokal höher als
0°C zu bringen.
Dies bedeutet, dass kein Eisbildungsrisiko für Flugzeuge vorhanden sein
wird, da die Wassertropfen zu Eis umgewandelt werden, bevor das Flugzeug
mit ihnen kollidiert.
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Wenn
andererseits die Menge von unterkühltem Wasser zunimmt, wird
es länger
dauern, die freigesetzte Wärme
fortzubringen, und das gesamte Wasser wird nicht zu Eis gefrieren,
bevor das Flugzeug auf die Tropfen trifft. Die Tropfen werden nun eine
Mischung aus Eis und Wasser sein, d. h. ein Typ von anhaftendem
Brei, der an Tragflächen,
Heckoberflächen
etc. anhaften kann, und Eisbildungsbedingungen liegen vor. Wenn
Tragflächenoberflächen, Heckoberflächen und
dergleichen vorhergehend Temperaturen unter 0°C aufweisen, können sie
Restwärme
aufnehmen, so dass das Wasser zu Eis gefriert und gut an den betreffenden
Oberflächen
anhaften wird. Es wird in diesem Zusammenhang festgestellt, dass
die Bildung von Eis aus einer gegebenen Wassermenge erfordert, dass
die gleiche Energie von dem Wasser weg befördert wird, wie sie benötigt wird,
um die gleiche Menge Wasser um etwa 80°C zu kühlen.
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Zusätzliche
Erklärungen
in Verbindung mit dem Obigen und die erfindungsgemäßen Lösungen werden
aus der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Zeichnungen
hervorgehen, in denen:
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1 schematisch und im Querschnitt
einen tragflächenförmigen Flugzeugteil
mit einem zugehörigen
Diagramm zum Erklären
von Luftströmungs-, Druck- und Temperaturverhältnissen
zeigt, die für
die Erfindung von Bedeutung sind,
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2 teilweise den Flugzeugteil
in 1 und außerdem detaillierter
die Temperaturkonsequenzen der von 1 erscheinenden
Prozesse zeigt,
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3 eine schematische Darstellung
wie 2 ist, jedoch mit
einer Situation, in der größere unterkühlte Wassertropfen
in der Luft vorhanden sind,
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4 schematisch in Verbindung
mit der Situation in 2 zeigt,
wie Messung und Feststellung eines Risikos von Eisbildung gemäß der Erfindung durchgeführt werden
kann,
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5 in einer ähnlichen
Weise wie 4 ein erfindungsgemäßes Verfahren
zeigt,
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6 ein Beispiel einer typischen
Temperaturentwicklung mit vier differentiellen thermoelektrischen
Elementen an einem Flugzeugflügel
vor und während
Eisablagerung auf demselben ist, und
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7a–d schematisch
einige Beispiele der Positionierung und Struktur differentieller
Thermoelemente an einem Flugzeugteil zeigen.
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1 zeigt als ein Beispiel
eine Situation, in der sich ein Teil eines Luftfahrzeugs, das Eisbildung aussetzt
wird (zum Beispiel eine Tragfläche,
ein Hubschrauberrotorblatt oder andere Teile) bei einer Geschwindigkeit
V (m/s) durch einen Luftraum bewegt, wo die Luft ruhig ist oder
sich bei einer im wesentlichen konstanten Geschwindigkeit in Bezug
zur Erdoberfläche
bewegt. Daher wird sich ein Bereich R1 in 1 vor dem Luftfahrzeug befinden, wo keine
bedeutende Turbulenz vorliegt. Wenn die Temperatur in diesem Bereich
niedrig ist, können
unterkühlte
Wassertropfen in diesem Bereich während einer langen Zeitspanne
auftreten.
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Angrenzend
an den Luftfahrzeugsteil von Interesse wird sich ein Bereich R2
befinden, wo Druckstau oder Kompression und deshalb auch Temperaturänderungen
auftreten werden, die Ausfrieren in möglichen unterkühlten Wassertropfen
initiieren können.
Dies ist der Punkt, wo Gefrieren beginnt. Zuerst wird etwas Eis
in den Wassertropfen zur gleichen Zeit gebildet werden, wenn bedeutende
Mengen von Phasenübergangsenergie
von den Eiskristallen freigesetzt wird, praktisch ausgedrückt, sofort,
wenn Eis gebildet wird. Vorausgesetzt, dass das unterkühlte Wasser
eine höhere
Temperatur als –80°C hat, d
h. immer unter praktischen Bedingungen, wird die freigesetzte Energiemenge
so groß sein,
dass nur Teile des Wassers zu Eis bei etwa 0°C ausgefroren werden können, d.
h. bei einer höheren
Temperatur als die Wassertropfen und die Luft im Bereich R1 aufweisen.
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Anschließend wird
eine gewisse Zeit vergehen, bevor die Temperaturdifferenz zwischen
den Wasser-Eistropfen und der gekühlten Luft ausgeglichen sein
wird. Die hierfür
benötigte
Zeit ist eine Funktion davon, wie viele Tropfen pro Einheitsvolumen
der Luft vorhanden sind, und davon, wie klein die Tropfen sind,
wie stark die Turbulenz in dem Bereich ist und von der Ausgangstemperatur
des unterkühlten
Wassers sowie der Luft. Viele kleine Tropfen werden eine größere wirksame
Fläche
per Einheitsvolumen des Wassers als wenigere größere Wassertropfen haben, und
der Wärmeaustausch
wird dementsprechend schneller erfolgen. Dieser Wärmeaustausch
wird im Bereich R2 beginnen, wird jedoch in wesentlichem Maße im Bereich
R3 in 1 erfolgen.
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2 stellt die Temperaturkonsequenzen des
wie in 1 gezeigten Vorgangs
für die
Fälle dar,
in denen nur kleinere oder möglicherweise
nur sehr kleine unterkühlte
Wassertropfen in der Luft vorhanden sind. Am oberen Teil dieser
Figur zeigt die Angabe ET an der Ordinatenachse die anfängliche unterkühlte Temperatur,
und FT gibt die Gefriertemperatur von Wasser an, d. h. ungefähr 0°C.
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Der
Kurventeil WDT zeigt die Temperatur-Zeit-Entwicklung in der Wasser-Eis-Mischung, während das
Eis gebildet wird. Die Temperatur ist in diesem Beispiel von UCW
(ET) auf FT hoch zu der Position Fta angestiegen, d. h. bevor das
Luftfahrzeug mit den Eiskristalle enthaltenden Wassertropfen kollidiert.
Es wird aus dem Beispiel deutlich, dass die Temperatur des Wassers
bereits unter 0°C
zu sinken begonnen hat, bevor das Luftfahrzeug diese Tropfen trifft.
Dieser kritische Punkt erfolgt bei FTb.
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Wenn
das meiste des Wassers zu Eis umgewandelt wurde, bevor es mit dem
Flugzeug kollidiert, wird das Eis nicht an dem Luftfahrzeug anhaften
können
und kann keine Gefahr darstellen. Die Kurven M1 und M2 zeigen die
Temperatur im Eis und dem restlichen Wasser während Ausfrieren zusammen mit
einem Ausgleich der Temperaturdifferenz zwischen Wasser und Luft
aufgrund des Wärmeaustauschs.
Die Kurve M1 stellt den Verlauf von Ereignissen dar, wenn die unterkühlten Wassertropfen sehr
klein sind, wohingegen M2 die Entwicklung zeigt, wenn die Größe der Wassertropfen
an der Grenze dazu ist, anhaften zu können, wenn sie durch das Luftfahrzeug
getroffen werden (Risikogrenze für Eisbildung).
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Die
Kurven A1 und A2 zeigen in entsprechender Weise die Änderung
der Lufttemperatur infolge des Wärmeaustauschs
zwischen Luft und unterkühltem
Wasser, das einen Temperaturanstieg beim Beginn von Eisgefrieren
erfahren hat. Die Oberflächentemperatur
des Luftfahrzeugs wird sich selbst abhängig von den Temperaturprofilen
A1 und A2 infolge des Wärmeaustauschs
anpassen, der stattfinden wird.
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3 zeigt das Ergebnis davon,
dass Wassertropfen so groß sind,
dass Ausfrieren nur teilweise abgeschlossen ist, bevor das Luftfahrzeug
die Mischung aus Eis und Wasser in einer Art von anhaftender Breikonsistenz
trifft. Der Brei wird zuerst an den Bereichen anhaften, wo die relative
Geschwindigkeit niedrig ist, d. h. in den sogenannten Staubereichen. Zu
Beginn wird die Temperatur des Luftfahrzeugs etwa höher als
die UCW Temperatur sein. Wie vorhergehend erwähnt, beruht die Erwärmung auf
dem adiabatischen Druck- und Temperaturanstieg aufgrund der relativen
Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs. Wenn die Oberflächentemperatur
des Luftfahrzeugs niedriger als FT ist (etwa 0°C), wird das Gefrieren von Eis
Teile der zusätzlichen
Energie zum Luftfahrzeug freisetzen, und der Aufbau von Eis wird sich
beschleunigen, wenn kein Enteisen durchgeführt wird. Dies kann sich zu
einer gefährlichen
Situation entwickeln. In 3 ist
eine solche Situation gezeigt. Andere Bezugszeichen und Symbole
sind wie in 2. Die sich
auf die Wasser-Brei-Temperatur beziehende Kurve ist als M3 abgebildet
und für Luft
A3.
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In 4, die zusammen mit 2 zu betrachten ist, ist
gezeigt, wie der Einfluss vom Ausfrieren des unterkühlten Wassers
gemessen werden kann, und wie die "Signatur" der Temperaturkurve etwas über die
Tropfengröße und dadurch über das
Risikoniveau aussagen kann. Ein risikofreies Niveau der Verteilung
der Größe der unterkühlten Wassertropfen
kann von den Messsignalen von zwei (möglicherweise von mehr) differenziellen
Thermoelementen Dt1 und Dt2 interpretiert werden, die im Prinzip wie
in 4 gezeigt angeordnet
sind, wenn das Temperaturprofil wie das für die Kurve A1 ist. Die Signalpegel
von den differentiellen Thermoelementen werden um SDt1A1 bzw. SDt2A1
abweichen, d. h. es werden nur relativ kleine Abweichungen von der "normalen Temperaturdifferenz" vorliegen, die beobachtet
werden können,
wenn sich das Luftfahrzeug in trockener Luft bewegt. Dementsprechend
ist gezeigt, dass, wenn die Tropfengröße zunimmt, die Abweichungen
von den Normalwerten auch steigen werden, siehe Kurve A2 und die
Signale SDt1A2 und SDt2A2.
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Wenn
hier von Normalwert oder dem "normalen" die Rede ist, gilt
dies für
eine Normalsituation in bezug zum betreffenden Luftfahrzeug, oder,
genauer ausgedrückt,
des Teils desselben von Interesse. Die Normalsituation wird auch
durch die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs, Höhe und Bedingungen bezüglich Ansteigen
oder Absinken und anderer Parameter bestimmt, die die tatsächliche
Flugsituation und daher die Luftströmungsbedingungen angrenzend
an die betreffenden Flugzeugteile oder Oberflächenteile charakterisieren
können.
Unter solchen gegebenen Bedingungen können die Parameter der Normalsituation
empirisch bestimmt oder können
berechnet werden, abhängig
unter anderem von der Oberflächengeometrie
an dem betreffenden Luftfahrzeugsteil.
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Da
die Position P1, P2, P3 von Sensoren, wie in 4 gezeigt, normalerweise ein negatives
Signal von Dt1 und Dt2 geben wird, werden sich die Signalwerte 0°C annähern – umso mehr,
je größer die Mengen
von unterkühlten
Wassertropfen sind, die pro Zeiteinheit gefrieren. Die Anzahl von
Tropfen pro Einheitsvolumen von Luft wird nur eine sehr kleine Variation
aufweisen, was bedeutet, dass eine größere Abweichung von dem Normalwert
größere Tropfen und
ein höheres
Risiko von Eisbildung anzeigt. Kleinere Abweichungen von den normalen
Signalwerten bedeuten im Prinzip, dass sich unterkühlte Wassertropfen
in der Luft befinden, aber dass momentan keine unmittelbare Gefahr
besteht. Das Notieren (Aufzeichnen) von Abweichungen im Verlauf
der Zeit wird eine Grundlage für
eine Trendanalyse bilden, und dadurch kann das System für Vorwarnung
von Eisbildung verwendet werden. Mit einer solchen Aufzeichnung
der Zeitentwicklung von Temperaturdifferenzen zwischen Oberflächenpunkten
P1, P2, P3, wird eine Grundlage für die Detektion und entsprechende
Anzeige erzeugt, die dem Luftfahrzeugpiloten oder der Luftfahrzeugmannschaft
dargeboten wird. Dies wird deutlicher unter Bezugnahme auf die 6 und 7 beschrieben werden.
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In 5, die zusammen mit 3 zu betrachten ist, ist
gezeigt, wie die Abweichungen von einem normalen Signalpegel sein
werden, wenn Eis beginnt, sich auf dem Luftfahrzeug aufzubauen.
Das offensichtlichste Merkmal ist es, dass die Wärme, die von der Eisausbildung
von dem Vorderende von Dt1 (am Staupunkt P1) freigesetzt wird, ein
klares, positives Signal geben wird, dass einfach zu erkennen ist (SDt1A3).
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In
den 4, 5 und 7 sind
die Bereiche P1, P2 und P3 gezeigt, wo die differentiellen Thermoelemente
ihre empfindlichen Punkte haben. Außerdem ist in 7 ein Beispiel einer möglichen
Position eines differentiellen Thermoelements Dt3 gezeigt, das die
Temperaturdifferenz zwischen der Unterseite und der Oberseite zum
Beispiel der Tragflächen
des Luftfahrzeugs feststellen oder aufzeichnen wird, d. h. die Temperaturdifferenz
zwischen P3 und P4 in 7a, wo
die Drucke verschieden sein werden. Das differentielle Thermoelement
Dt1 kann dazu dienen, eine Warnung bezüglich Eis zu liefern, das sich
im Bereich P1 gebildet hat, wird der Erfindung zufolge jedoch insbesondere
als ein Anzeiger dahingehend wirken, dass ein Risiko von Eisbildung
besteht, solange der Bereich P1 eisfrei ist. Der Bereich P1 sollte
vorzugsweise einem Staubereich benachbart sein oder sich in diesem
befinden. Der Bereich P2 muss sich an einer anderen Position als
P1 entlang einer Strömungslinie
(stromab) des Luftfahrzeugs befinden, oder an einer Stelle befinden,
die die Bedingungen entlang der Strömungslinie und stromab von
P1 darstellt. Die Aufgabe des differentiellen Thermoelements Dt2
wird darin bestehen, über
hervorgehobene oder neue Risiken von Eisbildung auch anschließend an
die mögliche
Bedeckung von P1 mit Eis zu warnen.
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Der
Erfindung zufolge ist es ein Vorteil, dass eine Signalinterpretation
so sicher wie möglich
ist, dass auch die absolute Temperatur wenigstens in einem der Bereiche
P1, P2, P3 oder P4 gemessen wird. Siehe "REF" in 7d, wo zum Beispiel ein
Widerstandsthermoelement des Typs Pt100 verwendet werden kann.
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Hinsichtlich
der Länge
und anderer Abmessungen des benötigten
differentiellen Thermoelements oder der Thermoelemente, sollten
diese aufgrund der Kenntnis aerodynamischer Bedingungen an und zu
möglichen
Anbringungspositionen an jedem Typ von Luftfahrzeug bestimmt werden,
wo das System von Interesse ist.
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Die
hier beschriebene Instrumentenausrüstung weist passive Sensoren
(thermoelektrische Elemente) auf, die keine Energieversorgung benötigen. Die
Anbringung der Sensoren kann unterhalb der Luftfahrzeugsschale erfolgen,
wobei dieser meistens aus Aluminium besteht, welches ein gut wärmeleistendes
Material darstellt. Dementsprechend besteht keine Notwendigkeit
von Löchern
oder Bohrungen zum Anbringen der Sensoren. Bei Bedarf können die Sensoren
so dünn
und in solcher Weise gestaltet werden, dass sie an der Außenseite
der Außenschale
angebracht werden können.
Es gibt praktisch keine Begrenzungen, welche Teile eines Luftfahrzeugs
mit dieser Art von Instrumentenausrüstung ausgestattet werden können. Auch
Propellerblätter
und Hubschrauberrotoren können
mit Instrumenten in solcher weise versehen werden. Zusätzlich zu
der Tatsache, dass der Typ von betreffenden Sensoren in sehr einfacher
Weise angeordnet oder angebracht werden kann, sind sie auch sehr
robust, so dass sie Schwingungen und hoher mechanischer Belastung
standhalten können,
die im Luftfahrzeug auftreten können.
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In 6 sind reale Signale von
vier differentiellen Thermoelementen gezeigt, die an einer Tragfläche angebracht
sind. Insgesamt sind vier Signale gezeigt: Das oberste der Signale 61 beginnt
von einem Wert über
0 (relatives Differenzsignal). Dieses Signal stammt von einem Sensor,
der ungefähr
wie Dt1 angebracht ist. Das nächste
Signal 62 beginnt sehr nahe zu 0. Dieses stammt von einem
Sensorelement, das auch ungefähr
wie Dt1 angeordnet ist, jedoch an der Unterseite des Flügels. Das
Signal 63 stammt von einem differentiellen Element, das
ungefähr
wie Pt2 an der oberen Seite angeordnet ist, und das Signal 64 stammt
von einem entsprechenden, an der Unterseite angeordneten Element,
gemessen in Bezug zu 63, siehe Dt3 und SDt3 in 7a. Es soll festgestellt
werden, dass die Signale eine Kurve beschreiben, die breit in Richtung
auf Null konvergiert, bis der Punkt mit einem Pfeil 60 angezeigt
wird, wo Eisbildung an der Vorderkante des Flügels erfolgt. Von dem hier
genannten Konvergieren der Messwerte oder Kurven 61–64,
und mit der Kenntnis der aerodynamischen Bedingungen (die Normalsituation)
des Flugzeugs sowie von Wärmekapazitäten und
dergleichen für
Luft, Wassertropfen und Eis, ist es möglich, vorhergehend eine Vorwarnung
des Risikos von Eisbildung zu berechnen und dadurch geben. Hierfür benötigte Mittel
sind unter Bezugnahme auf 7 erklärt.
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Zusätzlich zum
Entwicklungsverlauf der Signalwerte von einem oder mehreren differentiellen Thermoelementen
mit verschiedenen Standorten ist eine Messung der absoluten Temperatur
T einbezogen. Diese ändert
sich nicht umfassend, sinkt jedoch etwas im Verlauf der Zeit, bis
starke Eisbildung erfolgt, und steigt dann langsam danach an. Als
einzige Anzeige würde
die Messung des absoluten Werts der Temperatur ungeeignet zum Warnen über das
Risiko von Eisbildung sein.
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7 zeigt Beispiele der Struktur
der differentiellen Thermoelemente. Zum Erhalten einer hohen Empfindlichkeit
sind mehrere differentielle Thermoelemente kombiniert worden, die
jeweils aus einer Bimetallkonfiguration bestehen. 7a zeigt eine mögliche Grundposition. Es können auch
Positionen hinter Dt2 in der Strömungsrichtung
ins Auge gefasst werden, andere mögliche Positionen befinden
sich an der Unterseite des Flugzeugteils oder Flügelprofils 77, und
Temperaturmessungen zwischen der Unterseite und der Oberseite, wie
zum Beispiel bei Dt3, können
erwogen werden.
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Wie
schematisch in 7a gezeigt
ist, werden die Ausgangssignale SDt1, SDt2 und SDt3 von den gezeigten
differentiellen Thermoelementen zu einem Computer 70 zumindest
für eine
zeitweilige Speicherung und Signalverarbeitung befördert. Diese
Signale an den Computer 70 können mehrere Messkanäle aufweisen,
zum Beispiel entsprechend den Kurven oder Entwicklungen 61–64 in 6. Außerdem ist es wichtig, dass
ein Ausgangssignal vom Punkt P3, das eine Messung von absoluter
oder Bezugstemperatur gibt, zum Computer 70 befördert wird. 7d zeigt detaillierter,
wie diese Bezugstemperatur im Punkt oder Bereich P3 mittels eines
Widerstandsthermoelements Pt100 gemessen werden kann. Das Messsignal
für die
absolute Temperatur hat wesentliche Bedeutung für die Steuerung der Gültigkeit
der Signalverarbeitung, soweit es um Temperaturdifferenzen geht,
da ein Bereich von Temperaturen im wesentlichen zwischen 0°C und –55°C der absoluten
Temperatur den Bereich bildet, der in tatsächlicher Praxis im großen und
ganzen impliziert, dass das Verfahren und die Vorrichtung gemäß der Erfindung
verwendbar und nützlich
sind.
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Die
Normalsituation, auf die oben Bezug genommen wurde, d. h. die in
dieser Situation existierenden Temperaturdifferenzen, werden auch
notwendigerweise dem Computer 70 zugeführt oder in ihm gespeichert.
Dies basiert auf einer Reihe verschiedener Normalsituationen für das betreffende
Luftfahrzeug, wie oben erörtert
ist. Basierend auf an sich bekannten Programmierungsprinzipien kann
der Computer 70 dann eine Korrelation oder einen Vergleich zwischen
später
aufgezeichneten Temperaturdifferenzen und denjenigen durchführen, die
für die
betreffende Normalsituation gelten, um Anzeige-, Warn- oder Alarmsignale
bei einem Risiko bevorstehender Eisbildung zu liefern. Eine Anzeigeeinheit 71 ist
in Verbindung mit dem Computer 70 zum Empfangen von Ausgangssignalen
von diesem zum Zweck der Darbietung für die Luftfahrzeugsmannschaft
oder den Piloten gezeigt.
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Die
sogenannte Normalsituation für
die Temperaturverteilung um das Luftfahrzeug in trockener Luft kann
vorhergehend berechnet oder gemessen werden, um in einer in den
Computer 70 einprogrammierten Datenbank gespeichert zu
werden.
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Vor
dem Hintergrund der Flugparameter (FlyPar in 7a) werden die erwarteten Werte der trockenen
Lufttemperaturverteilung abhängig
von der Fluggeschwindigkeit, Ruderauslenkung, Motorleistung, Flughöhe und Beladungssituation
angepasst. Das System kann so strukturiert sein, dass diese Parameter
kontinuierlich und automatisch in den Computer 70 ge liefert
werden, oder sie können
manuell durch die Mannschaft eingegeben werden.
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Normalerweise
sind alle modernen Luftfahrzeuge mit Instrumentenausrüstung für die erforderlichen
Messungen ausgestattet. Eine Ausnahme ist die Beladungssituation,
die von Flug zu Flug variieren kann, insoweit es um die Nutzlast
geht.
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Der
variable Teil der Beladung wird daher auf die Treibstoffmenge reduziert,
die jedes Mal übrig bleibt.
Dies kann von der Treibstoffanzeige des Luftfahrzeugs abgelesen
werden.
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Die
Signalverarbeitung im Computer 70 kann einerseits ausgelegt
werden, um Abweichungen im Niveau der später aufgezeichneten Temperaturdifferenzen
verglichen mit den Werten in der Normalsituation festzustellen,
und kann auf Niveauabweichungen über
einen vorbestimmten Grenzwert und über denselben hinaus basieren.
Eine andere bestehende Möglichkeit,
die mit dem gerade Erwähnten
kombiniert werden kann, besteht darin, den Computer die Zeitableitung
der aufgezeichneten und gespeicherten Temperaturdifferenzen als
eine Grundlage für Feststellung
und Anzeige berechnen zu lassen.
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In
den 7b und 7c ist eine mögliche Elementstruktur
gezeigt, bei der die verwendeten Materialien Kupfer (Cu-Draht) bzw.
Konstantan (Ko-Draht) in jedem zweiten der Drähte darstellen. Diese sind elektrisch
in den Punkten verbunden, die mit einer kleinen Kugel (siehe Anzeige
Ju) angezeigt sind. 7d zeigt
ein typisches Beispiel eines vollständigen Instrumentenausrüstungsvorschlags
zum Durchführen
des erfindungsgemäßen Verfahrens.
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Eine
Form minimaler Instrumentenausrüstung
enthält
zwei Sensoren für
absolute Temperatur, d. h. basierend auf einer jeglichen Kombination
von zwei Elementen basierend auf Bereichen P1, P2, P3 und P4. Eine
andere Form minimaler In strumentenausrüstung besteht aus einem differentiellen
Thermoelement wie zum Beispiel Dt1, Dt2 oder Dt3 in 7a, und einem Sensor für absolute
Temperatur (Bezugstemperatur) verknüpft mit einem der empfindlichen
Enden des differentiellen Thermoelements. Mit der heutigen Technik
wird in der Praxis eine höhere
Genauigkeit erhalten, wenn Thermoelemente verwendet werden.
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Übersetzung der Zeichnungen
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1
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- Region – Bereich
- Time/Dist. – Zeit/Distanz
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2
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- Temp. – Temperatur
- Dist. – Distanz
- Time – Zeit
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3
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- Temp – Temperatur
- Dist. – Distanz
- Time – Zeit
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4
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5
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6
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- Temperature: Degrees Centigrade – Temperatur – Grad Celsius
- Time – Zeit
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7a
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- P3 + Ref.temp – P3 + Bezugstemperatur
- Ref.temp – Bezugstemperatur
- FlyPar – Flugparameter
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7b
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- Cu-wire – Kupferdraht
- Ko-wire – Konstantandraht
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7d
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- Area P1 – Bereich
P1
- Area P2 – Bereich
P2
- Area P3 – Bereich
P3
- Pt 100 Ref – Pt100
Bezug
- Ref – Bezug