DE700614C

DE700614C - Geschwindigkeitsmesser fuer Flugzeuge

Info

Publication number: DE700614C
Application number: DE1934D0069437
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Georg Kiel
Original assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Current assignee: Deutsche Versuchsanstalt fuer Luftfahrt eV
Priority date: 1934-12-30
Filing date: 1934-12-30
Publication date: 1940-12-24

Description

Geschwindigkeitsmesser für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf einen Geschwindigkeitsmesser für Flugzeuge, bei dem eine Druckdifferenz zwischen einem mit der Geschwindigkeit veränderlichen und einem von ihr unabhängigen Druck gemessen wird.
Sie besteht darin, daß die Druckentnahmeleitung für den unabhängigen Druck an derjenigen Stelle einer Leitung angeschlossen ist, die eine unmittelbar oder im Abstand oberhalb und eine entsprechend unterhalb des Flugzeugfiügels liegende Abnahmestelle für den statischen Druck miteinander verbindet, an welcher Stelle der der Flughöhe entsprechende atmosphärische Druck oder ein bestimmtes Vielfaches von diesem zu entnehmen ist.
Die Geschwindigkeit von Flugzeugen wird heute ausnahmslos nach dem Differenzdruckmeßverfahren bestimmt, wobei die Entnahmestelle für den von der Geschwindigkeit unabhängigen statischen Druck zumeist am Flügel, zuweilen auch am Rumpf angebracht ist. Infolge der Zirkulation und Verdrängungsströmung um den Tragflügel zeigen aber die am Flugzeug angebrachten Staudruckmeßgeräte einen vom wilXklichen Geschwindigkeitswert abweichenden Wert an. Die Falschanzeige, Verhältnis des angezeigten statischen Drucks zum wirklichen statischen Druck, ist je nach Anbringungsort der Druclcentn ahmestelle und Anstellwinkel verschieden. Wegen der großen Reichweite der Zirkulationsbeeinfiussung läßt sich die Anbringung der Druckentnahmestelle in dem Bereich der ungestörten Strömung im allgemeinen praktisch nicht durchführen. Durch die Erfindung werden diese Nachteile beseitigt.
Abb. I zeigt schematisch eine Ausführungsform der Erfindung, von der Seite gesehen.
Abb. 2 bis 5 zeigen mehrere Anordnungsmöglichkeiten der Druckentnahmestellen, von der Seite gesehen.
Abb. 6 bis 8 zeigen Drucltentnahmestellen in ihrer Anordnung unmittelbar am Tragflügel.
I ist der Tragflügel eines Flugzeuges.
2 und 3 sind an sich bekannte statische Sonden; eines von diesen Geräten ist meist ein normales Staurohr. Die statische Druckentnahme der Geräte 2 und 3 ist durch eine Druckausgleichleitung 4 miteinander verbunden. An der Stelle 5 der Druckausgleichleitung 4 wird der wirkliche statische Druck abgeleitet und durch die Leitung 6 zum Druckmeßgerät geführt. Der' Gesamtdruck wird mittels der Leitung 8 dem Anzeigegerät zugeleitet. hierbei ist die statische Sonde bzw. ein Staurohr z oberhalb des Tragflügels, die statische Sonde bzw. ein Staurohr 3 unterhalb desTragflügelsI angeordnet. Eine Reihe von verschiedenen Anbringungen der statischen Sonden bzw. Staurohre an dem Tragflügel sind in den weiteren Abb. 3 bis 5 schematisch dargestellt.
Die Abb. 6 und 7 zeigen wie unter Verzicht auf die statischen Sonden der wirkliche statische Druck auch in der \reise gemessen werden kann, daß am Tragflügel selbst Druckentnahmestellen (Anbohrungen) angebracht sind, die durch die Druckausgleichleitung 4 verbunden sind. Die Abb. 8 gibt noch ein weiteres Ausführungsbeispiel, nach welchem auch die Gesamtdruckentnahme durch eine Anbohrung im Staupunkt des Flügels oder gegebenenfalls des Rumpfes erfolgen kann.
Es ist zwar bekannt, in einem Tragflügel eine Leitung von der Vorderkante nach Flügel oberseite anzubringen, wobei diese Leitung als eine Art \7enturidüse ausgebildet ist, von der an der Stelle größten Unterdrucks eine Entnahmeleitung zu einem Druckmeßgerät abzweigt. Bei der vorliegenden Erfindung geht zwar auch von der zwischen Flügelunter- und -oberseite eingeschalteten Verbindungsleitung eine Druckentnahmeleitung ab. Der Wesensunterschied zwischen der bekannten Anordnung und der neuen Erfindung ist folgender: Bei der bekannten Anordnung wird ein vom Flugstaudruck abhängiger Unterdruck, der unterhalb des wirklichen statischen I)rucks liegt, als Geschwindigkeitsmeßdruck ausgenutzt. Der bei der Erfindung durch die Leitung 6 zum Druckmeßgerät geführte Druck stimmt hingegen bei allen im normalen Flugbetrieb auftretenden Anstellwinkeln mit dem ungestörten statischen Druck überein.
Die\Virkungsweise der Vorrichtung gemäß der Erfindung ist folgende: Werden die statischen Druckleitungen zweier Staurohre oder statischer Sonden 2 und 3, von denen das eine Meßgerät über und das andere unter dem Flügel angebracht ist, miteinander verbunden, so tritt längs der Verbindungsleitung 4 von Flügelunterseite nach Flügeloberseite ein Druckabfall auf.
Wird durch entsprechende Abmessung dieser Druckausgleichleitung dafiir gesorgt, daß der Druckabfall in der Druckausgleichleitung linear verläuft, so läßt sich eine Stelle in der Druckausgleichleitung angeben, an der im gesamten normalerweise auftretenden Anstellwinkelbereich der wirkliche statische Druck entnommen werden kann.
Der lineare Druckabfall Jp wird erreicht, wenn 4 / 1,25 (1) r² und 1 (2) r3 8000 8ooo ) y sind.
Dabei bedeutet: I Länge der Drud<ausgleichleitung, r Innenhalbmesser der Druckausgleichleitung, Q Luftdichte, z Zähigkeit, y = ,aQ kinematische Zähigkeit.
Die Druckentnahmestelle 5 in der Druckausgleichleitung 4 kann rechnerisch oder auf graphischem Wege bestimmt werden.

Claims

PATENTANSPRUCIl: Geschwindigkeitsmesser für Flugzeuge, bei dem eine Druckdifferenz zwischen einem mit der Geschwindigkeit veränderlichen und einem von ihr unabhängigen Druck gemessen wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Druckentnahmeleitung (6) für den unabhängigen Druck an derjenigen Stelle (5) einer Leitung (4) angeschlossen ist, die eine unmittelbar oder im Abstand oberhalb und eine entsprechend unterhalb des Flugzeugflügels liegende Abnahmestelle für den statischen Druck miteinander verbindet, an welcher Stelle (5) der der Flughöhe entsprechende atmosphärische Druck oder ein bestimmtes Vielfaches von diesem zu entnehmen ist.