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Gebiet der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung betrifft allgemein multifunktionelle Flugzeug-Fühlersonden,
die aus Luftstrom-Druckbedingungen
des Flugprofils des Flugzeugs Flugdaten und/oder -informationen
(z. B. Anströmwinkel,
Abgleiten, Luftgeschwindigkeit, Höhe und/oder Vertikalgeschwindigkeit)
ableiten.
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Hintergrund
und summarischer Abriss der Erfindung
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Flugzeug-Multifunktionsfühlersonden
sind bekannt, wie die multifunktionellen Flugzeug-Sondenaggregate,
die in
DE 2163045 ,
US 5083279 und
US 5544526 beschrieben sind.
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DE 2163045 beschreibt eine
Kombinationssonde für
die Messung charakteristischer Variablen strömender Medien. Der Sondenkopf
hat die Form eines abgestumpften Keils, an dessen Stirnseite ein kurzes
Rohrstück
zur Bestimmung des Gesamtdruckes und auf dessen geneigten Seitenflächen durch eine
Querbohrung gegenseitig verbundene Öffnungen zur Bestimmung des
statischen Drucks sowie im Wesentlichen seitliche Öffnungen,
die von den zwei Seitenkanten der Stirnfläche weg führen, zur Bestimmung der Strömungsrichtung
angeordnet sind. Die Öffnungen
sind durch Kanäle
in dem Sondenkopf mit den Rohren einer Rohrreihe verbunden, die
an der Oberseite des Sondenkopfes befestigt ist. Die Rohrreihe führt an ein
Anschlussstück
für die
Messgeräte.
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US 5083279 beschreibt ein
System zur Messung von Luftgeschwindigkeit, Anströmwinkel
und Abgleiten auf Vorderschwanzbasis, das aus am Vorderschwanz angebrachten
Druckwandlern besteht. Der Vorderschwanz hat eine Vorderkante, eine
Seitenfläche,
eine Bodenfläche
und eine Kopffläche.
Die Apparatur hat Druckfühler
einschließlich
mehrerer auf dem Vorderschwanz angebrachter Druckfühler mit
bündiger Öffnung,
ferner einschließlich
einer ersten Druckfühlerausbildung,
die bündig
auf der Seitenfläche
angebracht ist, einer zweiten Druckfühlerausbildung, die bündig auf
der Bodenfläche
angebracht ist, einer dritten Druckfühlerausbildung, die auf der Kopffläche angebracht
ist, und einer vierten Druckfühlerausbildung,
die auf der Vorderkante angebracht ist, und wobei jeder Druckfühler ein
Ausgangssignal liefert und die Kombinationen aller Ausgangssignale proportional
den Anströmwinkeln
des Flugzeugs sind. Eine Kodierscheibe liefert Versatzwinkel für den Vorderschwanz.
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Die
in
US 5544526 (Baltins
et al.) beschriebenen Sondenaggregate sind im Allgemeinen in einer
drehbaren Luftstromrichtungssonde verkörpert, die ferner mit einer
Staudruck-Fühleröffnung versehen
ist, die im Wesentlichen in der Mitte zwischen einem Paar pneumatischer
Fühleröffnungen
angeordnet ist, die in Bezug auf die Staulinie der Sonde symmetrisch
positioniert sind. So kann eine Gruppe pneumatischer Ausgangsöffnungen
vorgesehen sein, von denen jede mit einer der pneumatischen Fühleröffnungen
in der Sonde in Verbindung steht.
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Wenn
somit die pneumatischen Drucke in den gepaarten Fühleröffnungen
ausgeglichen sind, wird der pneumatische Druck an der bzw. den mit
den Fühleröffnungen
in Verbindung stehenden Ausgangsöffnung(en)
im Wesentlichen bei einem Druck P liegen, der über einen weiten Bereich von
Luftgeschwindigkeiten (z. B. von 0,1 Mach bis Überschallgeschwindigkeiten)
eine monotone Funktion des statischen (atmosphärischen) Drucks ist. Die Staudruck-Fühleröffnung wird
andererseits direkt dem Luftstrom ausgesetzt, wenn die Drucke in
den pneumatischen Fühleröffnungen
ausgeglichen sind. Infolgedessen wird eine Staudruck-Ausgangsöffnung in Verbindung
mit der Staudruck-Fühleröffnung einen maximalen
Luftstromdruck P0 ausweisen, der über einen
weiten Luftgeschwindigkeitsbereich eine monotone Funktion des Pitot(Stau)drucks
ist. Diese Drucke P und P0 können so
mathematisch in aktuelle Pitot(stau)drucke und statische (atmosphärische)
Drucke umgerechnet werden, die nicht durch irgendwelche Fehler beeinträchtigt sind,
die von dem Anströmwinkel
und/oder Abgleiten abhängen.
Die Sonde kann somit benutzt werden, um Anströmwinkel- und/oder Abgleit-Flugdateninformationen
neben primären
Flugdaten, wie Luftgeschwindigkeit, Höhe und/oder Vertikalgeschwindigkeit,
zu gewinnen.
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Es
wurde nun gefunden, dass die in dem '526-Patent von Baltins et al. verwirklichte
Bauweise der Multifunktionssonde dadurch verbessert werden kann,
dass man umfangsmäßig getrennte
Paare von Fühleröffnungen
vorsieht, die der Funktion des Anströmwinkels und der Funktion der
Luftdaten-Druckabfühlung
gewidmet sind. Die Sondenbauweise nach der vorliegenden Erfindung
eignet sich besonders gut zur Verringerung des Anpralls des komplizierten Stoßsystems,
das sich um die Sonde während
des Überschallflugs
entwickelt. Somit ergibt sich ein verbessertes Luftstrom-Druckfühlvermögen.
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Bei
einem Aspekt der vorliegenden Erfindung ist ein Flugzeugsondenaggregat
vorgesehen mit
einem hohlen, im Allgemeinen konisch geformten Sondenelement
mit einer darin festgelegten Drucköffnung, und
einem in dem
Sondenelement untergebrachten, im Allgemeinen dreieckig geformten
Separatorflügel
mit Anströmkante
und Abströmkante,
wobei der Separatorflügel
entlang seiner Anströmkante
einen vertieften Kanal enthält,
der mit der in dem Sondenelement festgelegten Drucköffnung in
Strömungsmittelverbindung
steht.
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Diese
und andere Aspekte und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden
nach sorgfältiger Vertiefung
in die detaillierte Beschreibung ihrer gegenwärtig bevorzugten beispielhaften
Ausführungsform
deutlicher, die folgt.
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Kurze Beschreibung
der beiliegenden Zeichnung
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Nachfolgend
wird Bezug auf die beiliegende Zeichnung genommen, in der gleiche
Bezugszeichen in den verschiedenen Figuren gleiche Bauelemente bezeichnen.
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1 ist
eine perspektivische Teilansicht eines vorderen Abschnitts eines
Flugzeugs, die ein bevorzugtes Fühleraggregat
nach der vorliegenden Erfindung zeigt.
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2 ist
eine teilweise Querschnittsansicht durch den Flugzeugrumpf entlang
der Linie 2-2 in 1, gesehen
von dem entgegenkommenden Luftstrom, die ein bevorzugtes Fühleraggregat
der vorliegenden Erfindung vergrößert zeigt.
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2A ist
eine perspektivische teilweise Hinteransicht des in 2 abgebildeten
Fühleraggregats.
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3 ist
eine auseinander gezogene, perspektivische Teilansicht des in 2 abgebildeten
bevorzugten Fühleraggregats
der vorliegenden Erfindung.
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4 ist
eine perspektivische vergrößerte Seitenansicht
des drehbaren pneumatischen Fühlerflügels, der
bei dem bevorzugten Fühleraggregat
der vorliegenden Erfindung benutzt wird.
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5 ist
eine perspektivische vergrößerte Vorderansicht
des in 4 abgebildeten drehbaren pneumatischen Fühlerflügels.
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6 ist
eine Bodenansicht des in 4 abgebildeten drehbaren pneumatischen
Fühlerflügels, und
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7 ist
eine gespaltene perspektivische Ansicht des in 4 abgebildeten
drehbaren pneumatischen Fühlerflügels.
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Detaillierte
Beschreibung der bevorzugten beispielhaften Ausführungsformen
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Die
beiliegende 1 zeigt in perspektivischer
Ansicht einen Teil eines Flugzeugs AC mit einem erfindungsgemäßen Flugzeug-Fühlersondenaggregat 10,
das mit einem vorderen Rumpfabschnitt FS verbunden ist. Das Sondenaggregat
ragt von dem Flugzeugrumpf FS längs
einer Projektionsachse Ap so nach außen, dass
es senkrecht dem Luftstrom im Fluge ausgesetzt ist. Obgleich das
Flugzeug-Fühlersondenaggregat 10 in
dieser Hinsicht in 1 so abgebildet ist, dass es
von dem Flugzeug AC nach unten ragt, ist es natürlich verständlich, dass es gewünschtenfalls
von dem Flugzeug AC seitlich herausragen kann. So kann das Sondenaggregat 10 dieser
Erfindung ebenso wie das in dem verwandten '526-Patent von Baltins et al. beschriebene
und beanspruchte Sondenaggregat in jeder gewünschten Richtung von dem Flugzeug
vorstehen, um so die Wirkungen von Flugzeugdrehungen um mehrere Achsen
zu entkuppeln. Eine zur Seite vorstehende Ausrichtung des Sondenaggregats 10 kann
somit erwünscht
sein, wenn der Anströmwinkel
bei möglichst wenig
Einfluss durch den Abgleitwinkel des Flugzeugs gemessen werden soll.
Alternativ kann eine nach unten ragende Ausrichtung, wie sie in
den beiliegenden Zeichnungsfiguren gezeigt ist, erwünscht sein,
wenn der Abgleitwinkel des Flugzeugs bei möglichst wenig Einfluss durch
den Anströmwinkel
des Flugzeugs gemessen werden soll.
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Die
durch das Sondenaggregat 10 der Erfindung erhaltenen Daten
von Luftstromrichtung/Druck können
auf die Flugüberwachungsinstrumentierung an
Bord des Flugzeugs und/oder Flugleitsysteme über herkömmliche, an das Fühlergehäuse 14 (siehe 2)
angeschlossene herkömmliche
elektrische/pneumatische Leitungen übertragen werden. In dieser
Hinsicht können
die Innenkonstruktionen und Funktionen des Gehäuses 14 mit dem '526-Patent von Baltins
et al. übereinstimmen
und somit kann deren detaillierte Beschreibung hier weggelassen
werden.
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Wie
aus den beigefügten 2 und 3 vielleicht
deutlicher ersichtlich ist, besteht das Sondenaggregat 10 allgemein
aus einem Gehäuse 14, einem
im Allgemeinen konischen hohlen Sondenelement 16, einem
Montagekragen 14-1 und einem Separatorflügel 18.
Der Montagekragen 14-1 ist so beschaffen, dass das Sondenaggregat 10 an
Trägerkonstruktionen
S montiert werden kann, die mit dem Flugzeugrumpf FS so verbunden
sind, dass sich das Gehäuse 14 in
dem Rumpf FS befindet und das Sondenelement 16 von da längs der
Projektionsachse Ap nach außen ragt.
Der Separatorflügel 18 ist
gänzlich in
dem Hohlraum des Sondenelements 16 angeordnet und so daran
befestigt, dass er als eine Einheit mit dem Sondenelement 16 um
die Projektionsachse Ap rotiert.
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Das
konisch geformte hohle Sondenelement 16 ist an dem Gehäuse 14 um
die Sondenprojektionsachse Ap drehbeweglich
montiert. Das Sondenelement 16 ist mit einer zentralen
Staudruck-Fühleröffnung 20 versehen,
die mit der Staulinie des Sondenelements (oder der Linie des höchsten,
auf die Oberfläche
des Sondenelements auftreffenden Luftstromdrucks) ausgefluchtet
ist, die mit der Projektionsachse Ap des
Sondenelements zusammenfällt.
Die Fühleröffnung 20 hat
insbesondere die Form eines länglichen
Schlitzes, dessen Längsachse
im Allgemeinen in der Richtung der Projektionsachse Ap angeordnet ist.
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In
dem Sondenelement 16 sind proximale und distale Paare pneumatischer
Fühleröffnungen 22 bzw 24 vorgesehen,
die alle von der zentralen Staudrucköffnung 20 symmetrisch
und umfangsmäßig beabstandet
sind. Jede der Fühleröffnungen 22, 24 ist in
dieser Hinsicht vorzugsweise symmetrisch umfangsmäßig von
der Öffnung 20 um
im Wesentlichen 45 Grad beabstandet (nämlich so, dass die Paare proximaler
und distaler innerer Drucköffnungen 22 bzw. 24 umfangsmäßig um etwa
90 Grad voneinander beabstandet sind). Jede der Öffnungen 20, 24 hat insbesondere
die Form länglicher
Schlitze, deren Längsausdehnung
im Allgemeinen in der Richtung der Projektionsachse Ap angeordnet
ist. Wie besonders in 2 gezeigt, sind die proximalen
und distalen Öffnungen 22 bzw. 24 ferner
in Längsrichtung
miteinander ausgefluchtet.
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Ein
Paar äußerer pneumatischer
Drucköffnungen 26 ist
in dem Sondenelement 16 ebenfalls vorgesehen. Jedes der äußeren Drucköffnungen 26 ist
insbesondere symmetrisch und umfangsmäßig um etwa 90 Grad von der
zentralen Drucköffnung 20 beabstandet
(nämlich
so, dass die Drucköffnungen 26 auf
der äußeren Oberfläche des
Sondenelements 16 im wesentlichen seitlich einander gegenüberliegen).
Wie in 2 gezeigt, ist das äußere Paar der Drucköffnungen 26 in
der Außenfläche des
Sondenelements 16 proximal angeordnet im Verhältnis zu den
Paaren der Öffnungen 22 und 24,
die distaler angeordnet sind. Wie die oben diskutierten Öffnungen 20, 22 und 24 haben
die Öffnungen 26 insbesondere die
Form länglicher
Schlitze, deren Längsausdehnung
im Allgemeinen in der Richtung der Projektionsachse Ap angeordnet
ist. In dieser Hinsicht wird es am meisten bevorzugt, dass alle Öffnungen 20, 22 und 24 zu
dem spitzen Ende des konischen Sondenelements 16 hin verjüngt sind.
D. h. die Öffnungen 20, 22 und 24 sind
in einem solchen Ausmaß verjüngt, dass
sie einen im Wesentlichen konstanten Einschlusswinkel haben – d. h.
sich in dem gleichen Maße
wie das Sondenelement 16 verjüngen.
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Der
Separatorflügel 18 ist
vielleicht deutlicher in den beiliegenden 4-7 abgebildet. Der
Separatorflügel 18 hat
insbesondere die Form einer einteiligen dreieckig geformten Konstruktion,
die zwischen ihrer zusammenlaufenden Anströmkante und Abströmkante 32 bzw. 34 größenmäßig so dimensioniert
ist, dass er eng in den konischen Innenraum des Sondenelements 16 passt.
Das spitze Ende des Separatorflügels 18 ist
daher mit einem konischen Abschnitt 30 versehen, der auf
der Innenfläche
des Sondenelements 16 an dessen spitzem Ende aufsitzt.
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Die
Anströmkante 32 des
Separatorflügels 18 ist
mit einem vertieften, länglichen
Anströmkantenkanal 36 versehen,
der in ausgefluchteter Strömungsmittelverbindung
mit der zentralen Drucköffnung 20 ist,
wenn der Separatorflügel 18 mit
dem Sondenelement 16 betriebsmäßig verbunden ist. Die Druckbedingungen
in dem Anströmkantenkanal 36 stehen über dem
Kanal 36-1 mit den Druckfühlerkomponenten in Verbindung
(die z. B. in dem Gehäuse 14 enthalten
und/oder Teil der Flugsysteme an Bord des Flugzeugs sind). Hierzu
ist vorzugsweise eine rohrförmige
Leitung 36-2 in einen Teil des Kanals 36-1 eingesetzt,
um den Anschluss an die nicht gezeigten operativen Druckfühlerkomponenten
zu erleichtern.
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Ein
Paar sich gegenüberliegender
Seitenverstärkungen 38 erstreckt
sich von jeder Seite des Flügelseparators 18 zwischen
seiner Anströmkante
und Abströmkante 32, 34 nach
außen.
Die Seitenverstärkungen 38 schließen in einer
konvex gewölbten Oberfläche 38-1 ab,
deren Erzeugende der der Innenfläche
des konisch geformten Sondenelements 16 entspricht. Die
Oberflächen 38-1 der
Verstärkungen 38 sind
im Besonderen mit der Innenseite des Sondenelement 16 in
Kontakt, wenn der Separatorflügel 18 mit
ihm verbunden ist. Dieser Kontakt zwischen den konvex gewölbten Abschlussrändern 38-1 und
dem Sondenelement 16 ermöglicht es, durch elektrischen
Widerstand erzeugte Wärme
auf das Sondenelement 16 zu übertragen und dadurch in der Nähe der Öffnungen 26 Eisansatz
beim Flug zu verhindern.
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Die
Seitenverstärkungen 38 begrenzen
zusammen eine allgemein dreieckig geformte Durchgangsbohrung 38-2,
die sich zwischen den Oberflächen 38-1 quer
zu der Ebene des Separatorflügels 18 (nämlich wie
definiert, zwischen seiner Anströmkante und
Abströmkante 32 bzw. 34)
erstreckt. Wenn der Separatorflügel 18 in
dem hohlen Sondenelement 16 angeordnet ist, sind die äußeren Drucköffnungen 26 in
ausgefluchteter Strömungsmittelverbindung
mit der Durchgangsbohrung 38-2. Die durch die Außendrucköffnungen 26 erfassten
und daher in der mit ihnen in Strömungsmittelverbindung stehenden
Durchgangsbohrung 38-2 herrschenden Druckbedingungen können über eine
rohrförmige
Leitung 38-3 (siehe 7) auf die
operativen Druckfühler/Instrumentierung
an Bord übertragen
werden.
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Ein
Paar ebener seitlicher Flügel 40 geht
von den Seiten des Separatorflügel 18 im
wesentlichen senkrecht aus. Die Abschlusskanten 40-1 sind
konvex gekrümmt,
so dass sie den Erzeugenden der zylindrischen Innenfläche des
Sondenelements 16 eng entsprechen. Diese konvex gekrümmten Abschlusskanten 40-1 sind
mit der Innenfläche
des hohlen Sondenelements 16 in Kontakt, wenn der Separatorflügel 18 in
ihm eingebaut ist. Dieser Kontakt zwischen den Anschlusskanten 40-1 und
dem Sondenelement 16 erlaubt es, durch elektrischen Widerstand
erzeugte Wärme
auf das Sondenelement 16 zu übertragen und dadurch beim
Fluge Eisansatz in der Nähe
der Öffnungen 22 und/oder 24 zu
verhindern. Ferner ist ersichtlich, dass die Seitenflügel 40 so
angeordnet sind, dass sie unter den in dem Sondenelement 16 festgelegten
proximalen pneumatischen Fühleröffnungen 22 liegen.
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Der
Anströmkantenkanal 36 ist
in der Nähe der
dreieckigen Basis des Separatorflügels 18 mit einem
vertieften Sumpf 42 versehen. Ein symmetrisches Paar seitlich
auskragender keilförmiger
Abschnitte 44 nahe der Abströmkante des Separatorflügels 18 enthält zugehörige Abzugskanäle 46.
Jeder Abzugskanal hat ein distales Ende 46-1 (siehe 7),
das in den Sumpf 42 mündet,
und ein proximales Ende 46-2 (siehe 6), das
mit Abzugsöffnungen 48 ausgefluchtet
ist, die auf der Abströmseite des
Sondenelements 16 (siehe 2A) ausgebildet sind.
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Die
Basis des Separatorflügels 18 ist
mit einer länglichen
Feder 50 versehen, die sich zwischen der Anströmkante und
der Abströmkante 32, 34 erstreckt.
Die Feder 50 ist so größenmäßig dimensioniert
und ausgebildet, dass sie mit einem entsprechenden (nicht gezeigten)
Schlitz zusammenpasst, der bei den in dem Gehäuse 14 untergebrachten
inneren operativen Komponenten vorhanden ist.
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Es
ist zu bemerken, dass eine Druckkammer zwischen dem Separatorflügel 18 und
der Innenfläche
des hohlen, konisch geformten Sondenelements 16 abgegrenzt
ist, die in Strömungsmittelverbindung mit
den inneren pneumatischen Öffnungen 22, 24 steht.
Diese Kammer kann somit durch das Gehäuse 14 durch nicht
gezeigte Mittel operativ an die Drucksensoren/Instrumentierung an
Bord des Flugzeugs angeschlossen werden. In ähnlicher Weise können die
von dem Anströmkantenkanal 36 und
der Durchgangsbohrung 38-2 begrenzten Kammern operativ durch
das Gehäuse 14 an
die Drucksensoren/Instrumentierung an Bord des Flugzeugs angeschlossen werden.
Elektrische Signale, die die Drehung des Sondenelements anzeigen,
können
ebenfalls über herkömmliche
Kabel betriebsmäßig in ähnlicher
Weise angeschlossen werden, wie in dem oben genannten '526-Patent von Baltins
et al. beschrieben ist.
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Obgleich
das Fühlersondenaggregat 10 der vorliegenden
Erfindung in einer im Allgemeinen konischen geometrischen Formgestaltung
dargestellt und beschrieben wurde, stellt eine solche Form verständlicherweise
eine gegenwärtig
bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung dar, ohne dass die Erfindung hierauf beschränkt ist.
So kann das Fühlersondenaggregat 10 der
vorliegenden Erfindung in anderen nicht-konischen geometrischen
Gestaltungen ausgebildet sein, etwa in der Form eines normalen Zylinders,
einer dreidimensionalen krummlinigen Konstruktion und dergleichen.
Es genügt
hier zu sagen, dass die genaue geometrische Form des Sondenaggregats 10 durch
Fachleute auf diesem Gebiet nach der Umgebung der gewünschten
Endverwendung und/oder den Funktionen der Sonde ausgewählt werden
kann.
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Während die
vorliegende Erfindung in Verbindung mit dem beschrieben wurde, was
gegenwärtig
als die praktischste und bevorzugte Ausführungsform angesehen wird,
ist die Erfindung verständlicherweise
nicht auf die beschriebene Ausführungsform
beschränkt,
sondern sie soll im Gegenteil verschiedene Änderungen und äquivalente
Einrichtungen umfassen, die innerhalb des Umfangs der beigefügten Ansprüche liegen.