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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Messen eines Schiebewinkels eines Luftfahrzeugs gemäß Anspruch 1.
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Ein Schiebezustand eines Luftfahrzeugs, insbesondere Flugzeugs, stellt für viele Piloten eine große Herausforderung dar. Gerade in der Flugausbildung muss ein sogenanntes „sauberes“ Fliegen, sprich ein Flugzustand ohne einen Schiebewinkel, erlernt werden. Ein Schieben kommt zustande, wenn der Pilot die Koordination von Seitenruder und Querrudern zum Kurvenflug nicht beherrscht. Häufig wird das Seitenruder beim sogenannten Ausleiten der Kurve, also beim Wechsel von Kurvenflug zu Geradeausflug, nicht in eine zentrale Position gebracht. Durch Querrudereinsatz wird eine Rollneigung, also eine Drehung um eine Längsachse des Flugzeugs, ausgeglichen. Das Flugzeug scheint fälschlicherweise wieder geradeaus zu fliegen. Stattdessen befindet es sich in einem Schiebzustand.
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Bei ein oder zwei sitzigen Segelflugzeugen kann der Schiebewinkel mittels eines Wollfadens, der in der Mitte der Kabinenhaube angeordnet ist, angezeigt werden. Der Wollfaden befindet sich dabei an der Außenseite der Kabinenhaube und wird von der Luft angeströmt. Befindet sich der Wollfaden parallel zu einer horizontalen Längsachse des Flugzeugs, so zeigt dieser einen sauberen Flugzustand an. Fliegt nun das Flugzeug in einem Winkel größer als Null Grad, sprich in einem Schiebezustand, so ist der Wollfaden nicht mehr parallel zu der Längsachse.
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Eine bekannte Vorrichtung dieser Art funktioniert nur bei Luftfahrzeugen ohne Antrieb oder bei denen der Antrieb die Strömung an dem Wollfaden an der Kabinenhaube nicht beeinflusst. Bei einmotorigen Propellerflugzeugen ist die Wollfadenvorrichtung nicht möglich, da der Wollfaden immer im Einfluss des Propellerwirbels steht und somit der Schiebezustand des Flugzeugs nicht eindeutig erkannt werden kann. Weiterhin würde eine Vorrichtung in Form eines Wollfadens in der Mitte der Kabinenhaube nur bei einer Propelleranordnung ausschließlich an den Tragflächen oder am Rumpfheck funktionieren.
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Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde eine einfache und kostengünstige Vorrichtung zum Messen eines Schiebeweges eines Flugzeugs bereitzustellen.
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Eine Vorrichtung zur Lösung dieser Aufgabe weißt die Merkmale des Anspruchs 1 auf. Demnach weist die Vorrichtung zum Messen eines Schiebewinkels eines Flugzeugs, insbesondere eines einmotorigen Propellerflugzeugs mindestens zwei Lufteinlässe, jeweils mindestens eine Leitung und ein Mittel zum Darstellen des Schiebewinkels auf. Erfindungsgemäß sind mindestens ein erster Lufteinlass an einem ersten Tragflügel und ein zweiter Lufteinlass an einem zweiten Tragflügel angeordnet. Einfache Löcher, Bohrungen oder dergleichen können einen Lufteinlass darstellen. Weiterhin sind die Lufteinlässe durch mindestens eine Leitung mit dem Mittel zum Darstellen des Schiebewinkels verbunden.
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Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung kann es vorsehen, dass der Schiebewinkel durch eine Änderung der Luftströmung an den Tragflügeln ermittelbar ist. Eine Änderung der Luftströmung kann sich dahingehend bemerkbar machen, dass sich ein, in den Lufteinlass einströmender, Volumenstrom ändert. Die Änderung der Luftströmung, insbesondere des Volumenstroms kann gemessen und gespeichert werden. An den Lufteinlässen des ersten und des zweiten Tragflügels kann die Änderung der Luftströmung separat und völlig unabhängig voneinander ermittelt werden.
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Weiterhin können aus den gemessenen Werten in den Lufteinlässen eine Differenz, insbesondere ein Druckdifferenz gebildet werden. Befindet sich der mindestens eine erste Lufteinlass im selben Winkel zum Vektor der Flugrichtung wie der mindestens eine zweite Lufteinlass, so beträgt die Druckdifferenz aus beiden Lufteinlässen Null. Dieser Flugzustand bei dem die Längsachse des Flugzeugs parallel zur Flugrichtung zeigt, nennt sich auch „Sauberer Flugzustand“, sprich ohne einen Schiebewinkel. Eine Änderung des einströmenden Luftstroms in den Lufteinlässen kann sich in dem Fall ergeben, wenn das Flugzeug nicht mehr parallel zur Flugrichtung fliegt. Die errechnete Differenz kann dabei Werte größer oder kleiner Null annehmen. In einem Schiebezustand befindet sich nun die Längsachse des Flugzeugs in einem Winkel zum Vektor der tatsächlichen Flugrichtung.
Weiterhin kann es vorgesehen sein, dass der mindestens eine erste Lufteinlass des ersten Tragflügels weitgehend gleich von einem Rumpf des Flugzeugs beabstandet ist, wie der mindestens eine zweite Lufteinlass des zweiten Tragflügels. Um einen aussagekräftigen Wert der Änderung der Luftströmung am Tragflügel, zu erhalten, können die beiden Lufteinlässe an den jeweiligen Tragflügeln in einem Mindestabstand zum Rumpf angeordnet sein. Der Mindestabstand zum Rumpf kann derart festgelegt bzw. begrenzt werden durch die Ausmaße der verwirbelten Luft des Propellers am Flugzeugrumpf. Der Abstand kann dabei allerdings so groß sein, dass sich die Lufteinlässe nicht mehr im Einflussbereich es Propellerwirbels befinden.
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Zudem kann es vorteilhaft sein beide Lufteinlässe im selben Abstand vom Rumpf anzuordnen. Damit kann ein möglichst genaues Messergebnis erreicht werden. Würde sich dabei ein Lufteinlass an dem jeweiligen Tragflügel weiter außerhalb in Richtung Tragflügelende oder weiter innerhalb in Richtung Rumpf befinden, so könnte der ermittelte Wert der Druckdifferenz nicht aussagekräftig sein.
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Bevorzugt kann es die Erfindung weiter vorsehen, dass in den Lufteinlässen Staudruckrohre angeordnet sind. Mit derartigen Staudruckrohren kann sich die Genauigkeit der zu messenden Änderung der Luftströmung deutlich erhöhen. Durch Staudruckrohre in verschiedenen Ausführungen kann der Druck und daraus resultierend die Geschwindigkeit der einströmenden Luft sehr genau bestimmt werden. Solche Staudruckrohre können auch ein intern verbautes Heizmittel aufweisen, was besonders vorteilhaft ist um Vereisung vorzugbeugen. Vereisung würde sämtliche Messwerte verfälschen und somit unbrauchbar machen. Daher kann es vorteilhaft sein den Lufteinlass auch ohne Staudruckrohr zusätzlich zu beheizen. Dies kann durch elektrische Mittel oder alternativ auch durch heiße Abgase des Motors des Flugzeugs erfolgen.
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Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung kann es vorsehen, dass die Lufteinlässe und/oder Staudruckrohre wenigstens in einem, vorzugsweise spitzen Winkel zu einer Flugrichtung angeordnet sind. Befindet sich die Längsachse des Flugzeugs parallel zur Flugrichtung, so können die Lufteinlässe und/oder die Staudruckrohre in einem spitzen Winkel zu dieser Achse sein. Besonders vorteilhaft kann eine Anordnung bzw. Orientierung der Lufteinlässe zu den Tragflügelenden hin sein. Die Öffnung der Lufteinlässe bzw. Staudruckrohre zeigt dabei vom Rumpf weg.
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Weiterhin kann es vorgesehen sein, dass die Lufteinlässe und/oder Staudruckrohre zueinander einen Winkel, der wenigstens größer als 0 Grad und kleiner als 180 Grad ist, einschließen. Die Lufteinlässe und/oder Staudruckrohre können dabei nicht parallel zueinander angeordnet sein. Bevorzugt können die Lufteinlässe oder Staudruckrohre vom Rumpf wegzeigend angeordnet sein. Befindet sich das Flugzeug in einem Schiebezustand, so kann sich der Winkel des mindestens einen ersten Lufteinlasses an dem ersten Tragflügel gemessen zur entgegenströmenden Luft vergrößern und der Winkel des mindestens einen zweiten Lufteinlasses an dem zweiten Tragflügel verkleinern.
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Bevorzugt kann es die Erfindung weiter vorsehen, dass die mindestens eine Leitung eine Druckleitung oder eine elektrische Leitung ist. Die Verbindung zwischen Lufteinlass und/oder Staudruckrohr mit dem Mittel zum Darstellen des Schiebewinkels kann als Druckleitung oder elektrische Leitung ausgeführt ein. In der Druckleitung kann ein Medium, beispielsweise Luft, strömen, während in einer elektrischen Leitung Strom geleitet wird. Eine elektrische Leitung kann vorgesehen sein, wenn am Lufteinlass ein Mittel zur Wandlung von Energie der einströmenden Luft in elektrische Energie angeordnet ist. Dies kann beispielsweise ein Generator sein.
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Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung kann es vorsehen, dass das Mittel zum Darstellen des Schiebewinkels ein Anzeigeinstrument, vorzugsweise ein analoges Zeigerinstrument, ist. Ein analoges Zeigerinstrument kann eine derartige Mechanik besitzen mit der es möglich sein kann, die Differenzen der Strömungsgeschwindigkeit der einströmenden Luft an den Lufteinlässen darzustellen. Beispielsweise kann die einströmende Luft über die Druckleitung direkt auf den analogen Zeiger geleitet werden. Der Zeiger kann so ausgebildet sein, dass er sich ohne Luftströmung in einer neutralen Stellung bzw. Position befindet.
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Weiterhin kann es die Erfindung vorsehen, dass das Anzeigeinstrument über mindestens zwei Leitungen, insbesondere Druckleitungen, mit den Staudruckrohren verbunden ist. Eine Druckleitung kann die bevorzugte Verbindung zwischen Staudruckrohr und Anzeigeinstrument sein. Eine Verwendung von elektrischem Strom kann bei dieser Anordnung denkbar sein, ist aber nicht zwingend notwendig. Die Verbindung kann die einströmende Luft in Richtung des Anzeigeinstruments weiterleiten. Denkbar kann auch eine Energieumwandlung am Lufteinlass sein, bei der die Energie der einströmenden Luft in einen elektrischen Strom bzw. einen damit verbundenen Wert umgewandelt werden kann. Dieser Wert kann mittels einer elektrischen Leitung an das Anzeigeinstrument übermittelt werden.
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Bevorzugt kann es die Erfindung weiter vorsehen, dass der Schiebewinkel auf dem Anzeigeinstrument grafisch darstellbar ist. Wird ein elektrisches Signal durch eine Energieumwandlung am Lufteinlass erzeugt, so kann sich dieses Signal auf dem Anzeigeinstrument grafisch darstellen lassen. Besonders vorteilhaft kann es sein, die Differenz von mehreren ermittelten Signalen zu bilden um einen Wert für den Schiebewinkel zu erhalten. Dabei kann die Differenz aus den Werten gebildet werden, die an den jeweiligen Lufteinlässen der Tragflügel ermittelt werden.
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Der errechnetet Wert kann auf dem Anzeigeinstrument, vorzugsweise einem Multifunktionsdisplay, dargestellt werden. Ein derartiges Multifunktionsdisplay kann beispielsweise ein LC -Bildschirm sein. Auch eine Speicherung der Werte bzw. Daten kann vorgesehen sein um einen zeitlichen Verlauf des Schiebewinkels darzustellen. Dadurch kann beispielsweise der Flugverlauf hinsichtlich des Schiebewinkels im Nachhinein analysiert werden.
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Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung kann es vorsehen, dass eine Veränderung des Schiebewinkels akustisch oder haptisch wahrnehmbar ist. Der Pilot eines Flugzeugs kann nicht immer alle Fluginstrumente gleichzeitig im Auge behalten. Daher kann es notwendig sein, eine Information über die Veränderung des Schiebewinkels akustisch übermittelt zu bekommen. Für die verschiedenen Flugzustände können unterschiedliche Signaltöne vorgesehen sein. Denkbar wäre es auch nur ein Signal bei einem fehlerhaften Flugzustand, also einem Schiebezustand, auszugeben.
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Auch kann es denkbar sein dem Piloten ein haptisches Signal zu geben. Besonders vorteilhaft kann es sein im Steuerknüppel Vibrationselemente anzubringen. Bei einem fehlerhaften Flugzugstand kann der Pilot durch eine Vibration gewarnt werden. Denkbar könnte auch eine Kombination aus Anzeigemittel, akustischem und/oder haptischem Signal sein. Durch eine Kombination könnte der Pilot optimal informiert und gewarnt werden.
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Die erfindungsgemäße Vorrichtung kann sich nicht nur zum Messen eines Schiebwinkels eines Flugzeugs verwendet werden. Vielmehr kann es denkbar sein, dass sie als Instrument zur Ermittlung der Luftströmung an den Tragflächen dienen kann. Dabei kann es möglich sein starke Seitenwinde zu erkennen und die Position des Flugzeugs daran anzupassen. Dies kann gerade in kritischen Flugphasen wie Start und insbesondere Landung vorteilhaft sein. In diesen Flugphasen kann das Flugzeug in der Regel langsamer fliegen als im Reiseflug und die Auswirkung von starken Seitenwinden kann deutlich höher sein.
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Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend anhand der Zeichnung näher erläutert. In dieser zeigen:
- 1 eine Draufsicht eines Flugzeugs mit einer Vorrichtung in einem schiebefreien Zustand,
- 2 einen Ausschnitt eines Tragflügels des Flugzeugs in einer ersten möglichen Ausführung,
- 3 einen Ausschnitt eines Tragflügels des Flugzeugs in einer zweiten möglichen Ausführung,
- 4 eine Draufsicht des Flugzeugs in einem Schiebzustand,
- 5 ein Ausschnitt der Vorrichtung im Schiebezustand, und
- 6 ein Ausschnitt der Vorrichtung im schiebefreien Zustand.
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Die vorliegende Erfindung beschreibt eine Vorrichtung 10 zum Messen eines Schiebwinkels 11, insbesondere eines Schiebezustands, welche Anwendung in einem Flugzeug 12, insbesondere einem einmotorigen Propellerflugzeug findet. Als eines von vielen denkbaren Ausführungsbeispielen ist in den 1 bis 6 eine solche Vorrichtung 10 dargestellt. Die Erfindung beschränkt sich jedoch nicht auf die in den Figuren darstellten Ausführungsformen.
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Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Vorrichtung in einer Draufsicht auf das Flugzeug 12. In diesem Ausführungsbeispiel befindet sich das Flugzeug 12 in einem schiebefreien Zustand, sprich der Schiebewinkel 11 beträgt Null Grad. Der Schiebewinkel 11 des Flugzeugs 12 wird aus einem Vektor der tatsächlichen Flugrichtung 13 und einer Längsachse 14 des Flugzeugs 12 bestimmt. Die Längsachse 14 des Flugzeugs 12 und die Flugrichtung 13 sind im schiebfreien Flugzustand des Flugzeugs 12 parallel und der Winkel beträgt Null Grad. Die Längsachse 14 des Flugzeugs 12 ist durch eine Flugzeugnase 15 an einem vorderen Ende 16 eines Flugzeugsrumpfs 17 des Flugzeugs 12 und ein hinteres Ende 18 des Flugzeugrumpfes 17 des Flugzeugs 12 festgelegt. Am hinteren Ende 18 des Flugzeugsrumpfs 17 ist zudem ein Seitenleitwerk 19 in der Längsachse 14 angeordnet.
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Eine Luftströmung 20 strömt antiparallel zur Flugrichtung 13. Die Vorrichtung 10 ist an bzw. in Tragflügeln 21, 22 des Flugzeugs 12 angeordnet. Dabei ist die Vorrichtung 10 in den jeweiligen Tragflügeln 21, 22 so weit von Flugzeugrumpf 17 entfernt, dass sie nicht mehr unter dem Einfluss von Verwirbelungen des Propellers 23 stehen. Als rechter Tragflügel 21 wird im Folgenden derjenige Tragflügel bezeichnet, der in Flugrichtung 13 betrachtet rechts angeordnet ist. Als linker Tragflügel 22 wird im Folgenden derjenige Tragflügel bezeichnet, der in Flugrichtung 13 betrachtet links angeordnet ist.
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In der 2 ist ein Ausschnitt des in Flugrichtung 13 betrachteten rechten Tragflügels 21. Der Tragflügel 21 mit der Vorrichtung 10 wird von oben betrachtet. An oder in diesem Tragflügel 21 ist ein Lufteinlass 24 angeordnet. Der Lufteinlass ist begrenzt durch eine Blende 25, die nicht parallel zur Flugrichtung 13 verläuft, sondern in einem Winkel größer als Null Grad angeordnet ist. Die Luftströmung 20 ist antiparallel zur Flugrichtung 13. Auf den Lufteinlass 24 mit der Blende 25 folgt eine Leitung 26. In diesem Fall ist die Leitung 26 als eine Druckleitung ausgeführt. Die Leitung 26 führt zu einem in den 1, 4 bis 6 dargestellten Anzeigeinstrument 27. Der Übergang von der Blende 25 zu der Leitung 26 ist luftdicht ausgeführt, sodass keine Luft auf dem Weg zum Anzeigeinstrument 27 verloren gehen kann.
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Die Vorrichtung 10 umfasst mindestens die Lufteinlässe 24 an den Tragflügeln 21, 22 sowie die Druckleitungen 26 zum dem Anzeigeinstrument 27 sowie das Anzeigeinstrument 27 selbst. Besondere Ausführungsbeispiele des Lufteinlasses 24 können ebenfalls Teil der Erfindung sein (2 und 3). Die in den 2 und 3 dargestellten Ausführungsbeispiele betreffen jeweils den rechten Tragflügel 21 und sind für den linken Tragflügel 22 entsprechend gespiegelt zu betrachten.
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In der 3 wird ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Tragflügelabschnittes mit der Vorrichtung 10 gezeigt. Im Unterschied zu 2 ist in der 3 ein Staudruckrohr 28 im Lufteinlass 24 angeordnet. Das Staudruckrohr 28 wird von der Blende 25 weitgehend Luftdicht umschlossen und schließt somit den gesamten Lufteinlass 24 weitgehend Luftdicht ab. An das Staudruckrohr 28 ist eine Leitung, insbesondere eine Druckleitung angeschlossen, welche zu einem Anzeigeinstrument 27 führt.
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In der 4 wird nun ein Schiebezustand des Flugzeugs 12 gezeigt. Im Unterschied zu 1 befindet sich die Längsachse 14 des Flugzeugs 12 in einem Winkel 11 zur tatsächlichen Flugrichtung 13 größer als Null Grad. Der Flugzeugrumpf 17 und das Seitenleitwerk 19 stehen schräg zum anströmenden Luftstrom 20 und verursachen einen deutlich höheren Widerstand, insbesondere Formwiderstand, gegen die Luft.
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Die Lufteinlässe 24 der Tragflügel 21, 22 und/oder die Staudruckrohre 28, welche an den Lufteinlässen 21, 22 angeordnet sind, werden unterschiedlich angeströmt. Bei dem Lufteinlass 24 des rechten Tragflügels 21 ist der einströmende Volumenstrom größer als bei dem Lufteinlass 24 des linken Tragflügels 22. Daraus ergibt sich eine Differenz, die mittels des Anzeigeinstruments 27 für den/die Piloten gut sichtbar dargestellt werden kann.
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In der 5 ist eine vergrößerte Darstellung der 4. Ein Ausschnitt des Flugzeugs 12 mit der Vorrichtung ist im Schiebzustand gezeigt. Die Längsachse 14 des Flugzeugs 12 zeigt nicht parallel, sondern in einem Winkel 11 zur Flugrichtung 13. Das Anzeigeinstrument 27 schlägt zu einer Seite aus. In diesem Ausführungsbeispiel ist in dem Lufteinlass 24 ein Staudruckrohr 28 angeordnet. Es kann aber auch denkbar sein, nur einen Lufteinlass 24 mit einer Blende 25, wie in 2 dargestellt, zu verwenden.
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Die Tragflügel 21, 22 sind zum besseren Verständnis und aus Platzgründen verkürzt dargestellt worden. Die Lufteinlässe 24 bzw. Staudruckrohre 28 gehen in Leitungen 26 über, die im Anzeigeinstrument 27 zusammengeführt werden. Die Lufteinlässe 24 sind durch Blenden 25 begrenzt. Die Blenden 25 umschließen die Lufteinlässe 24 vollständig. In den Lufteinlässen 24 sind Staudruckrohre 28, welche nicht parallel zur Flugrichtung 13 ausgerichtet sind, angeordnet. Auch die Staudruckrohre 28 der Tragflügel 21, 22 sind zueinander nicht parallel ausgerichtet sondern in einem Winkel größer als Null Grad. Dies hat zur Folge, dass im Schiebzustand der Volumenstrom der einströmenden Luft 20 unterschiedlich ist.
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Der Volumenstrom berechnet sich aus der Geschwindigkeit der einströmenden Luft 20 multipliziert mit der Fläche, insbesondere hier einer projizierten Fläche. Die projizierten Flächen sind in 5 mit A1 und A2 gekennzeichnet. Im Schiebzustand ist die projizierte Fläche A1 größer als die projizierte Fläche A2. Schiebt das Flugzeug 12 nicht in Flugrichtung 13 gesehen nach links, sondern nach rechts, so ändert sich auch das Verhältnis der projizierten Flächen und die Fläche A2 wird größer als die Fläche A1.
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In 6 wird dieselbe Konfiguration der Vorrichtung 10 gezeigt, allerdings in normaler Fluglage ohne Schiebwinkel 11. Die 6 ist eine vergrößerte Darstellung der 1, allerdings wird nur die Vorrichtung 10 und ein Teil des Flugzeugs 12 dargestellt. Sämtliche zuvor (2 und/oder 3) aber auch insbesondere in 5 genannten alternativen Ausführungsformen des Lufteinlasses 24 können auch hier angewendet werden.
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Die Tragflügel 21, 22 sind exakt in Flugrichtung 13 ausgerichtet und die Lufteinlässe 24 und/oder die Staudruckrohre an den Tragflügeln 21, 22 befinden sich im selben Winkel zur Flugrichtung 13 bzw. der anströmenden Luft 20. Somit ist sind die projizierten Flächen A1 und A2 gleich groß und auf dem Anzeigeinstrument 27 wird kein Schiebwinkel dargestellt. Die einströmende Luft 20 ist an den Lufteinlässen 24 an den jeweiligen Tragflügeln 21, 22 weitgehend gleich.
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Bezugszeichenliste
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- 10
- Vorrichtung
- 11
- Winkel (Schiebewinkel)
- 12
- Flugzeug
- 13
- Flugrichtung
- 14
- Längsachse
- 15
- Flugzeugnase
- 16
- vorderes Ende
- 17
- Flugzeugrumpf
- 18
- hinteres Ende
- 19
- Seitenleitwerk
- 20
- Luftströmung
- 21
- rechter Tragflügel
- 22
- linker Tragflügel
- 23
- Propeller
- 24
- Lufteinlass
- 25
- Blende
- 26
- Leitung
- 27
- Anzeigeinstrument
- 28
- Staudruckrohr
- A1
- erste projizierte Fläche
- A2
- zweite projizierte Fläche