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Flugzeuglageanzeiger Die Erfindung betrifft einen Flugzeuglageanzeiger
mit einem durch ein kreisrundes Einblickfenster sichtbaren, sphärisch ausgebildeten
und durch einen Vertikalkreisel stabilisierten Anzeigeorgan, welches eine Horizontlinie
aufweist und gegenüber einer gehäusefest am Fensterrand angeordneten Bezugsskala
die Querneigung des Flugzeugs anzeigt, sowie mit zwei sich in der Mitte des Einblickfensters
senkrecht kreuzenden, vertikal bzw. horizontal beweglichen Zeigern, die gegenüber
der Mitte des Einblickfensters die Höhen- bzw. Seitenabweichung des Flugzeugs von
einer vorgegebenen Flugbahn anzeigen.
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Bei Flugzeuglageanzeigern mit einem durch einen Vertikalkreisel stabilisierten
Anzeigeorgan ist es bekannt, das Anzeigeorgan nicht nur zwecks Anzeige der Querneigung
um die Instrumentenlängsachse zu drehen, sondern es auch zwecks Anzeige der Längsneigung
um eine zur Instrumentenquerachse senkrechte Achse drehbar anzuordnen. Hierbei wird
bei einem bekannten Gerät die Querneigung durch einen nur an der Drehung des Anzeigeorgans
um die Instrumentenlängsachse teilnehmenden Zeiger auf einer Ringskala angezeigt,
die zwar konzentrisch zum Einblickfenster liegt, jedoch so weit hinter das Fenster
zurückversetzt ist, daß sie bis auf einen geringen Bewegungsabstand an dem sphärischen
Anzeigeorgan anliegt. Hierdurch entstehen Ableseschwierigkeiten, wenn man das Anzeigegerät
unter einem größeren Winkel betrachtet. Die an sich naheliegende Absicht, die Ringskala
bis unmittelbar hinter das Einblickfenster vorzuziehen und den Querneigungszeiger
entsprechend zu verlängern, ist jedoch nicht durchführbar, wenn gleichzeitig Zeiger
vorhanden sind, die die Höhen- bzw. Seitenabweichung des Flugzeugs von einer vorgegebenen
Flugbahn anzeigen. In diesem Falle würden nämlich räumliche Überschneidungen der
Bewegungsbahnen des Querneigungszeigers und eines der letztgenannten Zeiger auftreten.
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Dies wird erfindungsgemäß dadurch umgangen, daß bei Anordnung der
Querneigungsskala unmittelbar hinter dem Einblickfenster von einer bei Flugzeuglageanzeigern
an sich bekannten Vorsatzeinrichtung zur Anzeige einer zusätzlichen Meßgröße Gebrauch
gemacht wird. Diese Vorsatzeinrichtung ist so konstruiert, daß die Antriebsmittel
für den die zusätzliche Meßgröße auf einer unmittelbar hinter dem Einblickfenster
befindlichen Skala anzeigenden Zeiger sich außerhalb des Raumes befinden. der für
die Anordnung des zur Anzeige der Flugzeuglage dienenden Anzeigeorgans benötigt
wird. Die Anwendung dieser Vorsatzeinrichtung bei einem Flugzeuglageanzeiger mit
zusätzlichen, der Anzeige der Höhen-
und Seitenabweichung des Flugzeugs von einer
vorgegebenen Flugbahn dienenden Zeigern ermöglicht es, speziell die Querneigung
auf einer unmittelbar hinter dem Einblickfenster befindlichen Skala anzuzeigen,
ohne daß zwischen den Antriebsmitteln für den Quemeigungszeiger und diesen zusätzlichen
Zeigern Überschneidungen auftreten.
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Bei einem Flugzeuglageanzeiger der eingangs genannten Art besteht
also die Erfindung in der Kombination folgender Merkmale: a) das sphärisch ausgebildete
Anzeigeorgan ist in an sich bekannter Weise zwecks Anzeige der Längsneigung auch
um eine zur Instrumentenlängs achse senkrechte Achse drehbar, b) für die Querneigungsanzeige
gegenüber der gehäusefest am Fensterrand angeordneten Bezugsskala ist ein bekannter
zusätzlicher Zeiger angeordnet, dessen Antriebsmittel sich in an sich bekannter
Weise außerhalb des für das Anzeigeorgan und die Abweichungszeiger benötigten Raumes
befinden.
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Nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der zusätzliche
Zeiger von einem
ebenen Kreisring getragen, der um die instrumentenlängsachse
benachbart zu der Skala drehbar gelagert ist. Dieser Zeiger ist getrieblich mit
den das Anzeigeorgan um die Instrumentenlängsachse drehenden Antriebsmitteln gekuppelt.
Der den Zeiger tragende Kreisring kann dabei einen Zahnkranz aufweisen, der mit
einem Zahnrad einer Welle kämmt, die ihrerseits über Zahnräder mit der Antriebswelle
der Kardangabel des Anzeigeorgans verbunden ist.
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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird an Hand der Zeichnungen
erläutert. Es zeigen Fig. 1 und 2 Frontansichten des Flugzeuglageanzeigers nach
der Erfindung, und zwar gemäß F i g. 1 beim Geradeausflug in der Horizontalebene,
gemäß F i g. 2 bei einer im Fallen ausgeführten Linkswendung, F i g. 3 einen vertikalen
Axialschnitt des in F i g. l und 2 dargestellten Gerätes, Fig. 4 einen Teilschnitt
des Gerätes gemäß dem Schnitt 4-4 der Fig. 1, der die Vorrichtung veranschaulicht,
durch die der zusätzliche Zeiger in Abhängigkeit vom Querneigungswinkel des Flugzeugs
eingestellt wird.
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An einer Stirnseite eines zylindrischen Gehäuses 12 befindet sich
ein mit einer Glasplatte 34 verschlossenes Einblickfenster 13. Im Gehäuse sind Zwischenwände
30, 3t angeordnet, in denen eine U-förmige Kardangabel 27 auf einer Hohlwelle 29
um die Gehäuselängsachse 32 drehbar gelagert ist. In der Kardangabel 27 ist auf
einer senkrecht zur Achse 32 verlaufenden Welle 28 das halbkugelförmige Anzeigeorgan
25 gelagert, auf dessen Oberfläche 26 eine Horizontallinie 35 sowie Längsneigungsmarken
75 angeordnet sind.
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Das Anzeigeorgan 25 wird in bekannter Weise durch einen nicht gezeigten
Vertikalkreisel stabilisiert. Die Kardanwelle 29 repräsentiert dabei die Längsachse,
die Kardanwelle 28 in der Horizontalstellung der Horizontallinie 35 die Querachse
des Flugzeugs. Die Welle 29 wird über einen Zahnradantrieb 39 von einem Stellmotor
38 gedreht. Die Welle 28 wird über einen Zahnradantrieb 57, eine Nockenscheibe 42,
eine durch die Hohlwelle 29 verlaufende Schubstange 43 und einen Kurbeltrieb 45,
47, 41 von einem Stellmotor 56 gedreht. Die Stellmotoren 38 und 56 erhalten in bekannter
Weise Stellsignale von den Stellungsabgriffen des nicht gezeigten Vertikalkreisels,
wobei die Drehmelder 37 und 55 als Stellungsrückmelder dienen.
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Zwischen dem Anzeigeorgan 25 und der Glasplatte 34 befindet sich
ein aus zwei Zeigern 10 und 11 bestehendes Kreuzzeigersystem. Der horizontal verlaufende
ZeigerlO ist um eine Achse 15 vertikal schwenkbar und wird durch ein Betätigungsorgan
19 eingestellt. Der vertikal verlaufende Zeiger 11 ist um eine Achse 16 horizontal
schwenkbar und wird durch ein Betätigungsorgan 17 eingestellt. Die Zeiger 10 bzw.
11 zeigen in an sich bekannter Weise die Anderungen der Querneigungs- bzw. Längsneigungslage
des Flugzeugs an, die erforderlich sind, damit sich das Flugzeug asymptotisch einer
vorbestimmten Flugbahn nähert.
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Als gemeinsame Bezugsmarke für die Horizontallinie 35 und die Längsneigungsmarken
75 des Anzeigeorgans 25 sowie für die Zeiger 10 und 11 dient eine gehäusefeste,
kreisförmige Marke 9 im Zentrum des Einblickfensters 13. Die Marke 9 ist an einer
Zwischenwand 14' befestigt, die eine Begrenzungs-
blende für den durch das Einblickfenster
13 sichtbaren Teil des Anzeigeorgans 25 bildet.
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Für die erfindungsgemäße Anzeige der Querneigung ist auf einem unmittelbar
hinter dem Einblickfenster 13 liegenden gehäusefesten Blendenring 14 eine Querneigungsskala
86 angeordnet. Der Blendenring 14 hat einen ins Gehäuseinnere gerichteten Ringansatz82,
auf dem außen mittels eines Kugellagers 83 ein Kreisring 84 gelagert ist. An dem
Kreisring 84 ist ein den Ringansatz 82 umgreifender Zeiger 85 befestigt. der sich
gegenüber der Skala 86 bewegt.
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Zur Einstellung des Zeigers 85 entsprechend der Querneigung des Flugzeugs
dienen die aus Fig. 4 ersichtlichen Antriebsmittel. Der Kreisring 84 ist als Zahnkranz
ausgebildet, in den das Ritzel 87 einer außerhalb des für das Anzeigeorgan 25 und
die Zeiger 10 und 11 benötigten Raumes verlaufenden Zwischenwelle 87' eingreift.
Die Zwischenwelle 87' wird ihrerseits durch einen Zahnradantrieb 88, 89, 90 angetrieben,
der mit dem zur Einstellung der Kardanwelle 29 des Anzeigeorgans 25 dienenden Zahnradantrieb
39 in Wirkverbindung steht.
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Sofern es erwünscht ist, die Querneigungsanzeige im Bereich kleiner
Querneigungen zu spreizen, kann in der Antriebsvorrichtung für den Zeiger 85 ein
nichtlineares Glied vorgesehen werden, z. B. ein Nockenantrieb mit nichtlinearer
Nockensteigung.