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Flugzeuggerätesystem mit wenigstens zwei Anzeigeinstrumenten für eine
bestimmte zu messende Größe Die Erfindung betrifft ein Flugzeuggerätesystem mit
wenigstens zwei Anzeigeinstrumenten für eine bestimmte zu messende Größe, von denen
eines dem Piloten und das andere dem Kopiloten zugeordnet ist, bei dem von Korrekturgrößen
gesteuerte Korrekturmittel vorgesehen sind.
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Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, ein Flugzeuggerätesystem
der obenerwähnten Gattung zu schaffen, bei dem mit verhältnismäßig einfachen Mitteln
ein hohes Maß an Genauigkeit der Anzeige und somit der Betriebssicherheit gegeben
ist.
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Hierzu sieht die Erfindung vor, daß jedes der voneinander unabhängig
arbeitenden Anzeigeinstrumente mit einer unabhängig vom zugeordneten Anzeigeinstrument
arbeitenden Korrektureinrichtung gekoppelt ist und daß der Ausgang eines jeden Anzeigeinstrumentes
dem anderen Anzeigeinstrument zugeführt und ein Vergleichsinstrument zur Aufnahme
und Vorbereitung der korrigierten Ausgangsgrößen den Anzeigeinstrumenten nachgeschaltet
ist.
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Eine Ausführungsform kann so ausgebildet sein, daß das Vergleichsinstrument
einen durch die zu vergleichenden Anzeigegrößen gesteuerten Stellmotor umfaßt, der
über ein Potentiometer bei einer vorbestimmten Abweichung der miteinander verglichenen
Anzeigegrößen eine Schaltmaßnahme auslöst, vorzugsweise eine Warnlampe aussteuert.
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Vorzugsweise kann vorgesehen sein, daß zur Umschaltung eines Anzeigegerätes
von der zugeordneten Korrektureinrichtung auf die Korrektureinrichtung des anderen
Anzeigegerätes ein besonderer Schalter vorgesehen ist und daß bei der Umschaltun
g eines Instruments über den Schalter a * n die entsprechende Korrektureinrichtung
des anderen Gerätes gleichzeitig über ein mit dem Schalter gekoppeltes Wählventil
statt einer ersten Meßstelle eine zweite Meßstelle am betroffenen Instrument anliegt.
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Die Erfindung wird im folgenden beispielsweise an Hand der Zeichnung
beschrieben, deren einzige Figur schematisch eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen
Flugzeuggerätesystems in Zusammenwirkung mit anderen S Flugzeuginstrumenten zeigt.
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Allgemein sei bemerkt, daß die Geräte für den Piloten im linkenTeil
derZeichnung dargestellt sind, während die Geräte für den Kopiloten, bei denen es
sich um Duplikate der Geräte für den Piloten handelt, im rechten Teil der Zeichnung
erscheinen. In der folgenden Beschreibung werden die Geräte für den Piloten bzw.
für den Kopiloten durch Bezugsziffern bezeichnet, während der innere Mechanismus
der Geräte jeweils mit ähnlichen Bezugsziffern bezeichnet wird, da die Beschreibung
eines bestimmten Gerätes sowohl für das dem Piloten als auch für das dem Kopiloten
zugeordnete Gerät gilt.
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Nach der Zeichnung stehen dem Piloten und dem Kopiloten identische
Fahrgeschwindigkeits- und Anstellwinkelanzeiger 20 bzw. 22 zur Verfügung, die auf
einem einzigen Zifferblatt die angezeigte Fahrgeschwindigkeit, die maximal zulässige
Geschwindigkeit und den Anstellwinkel angeben. Hierzu ist das Gerät mit einem Zeiger
26 für die maximale Geschwindigkeit, einem Zeiger 28 für die angezeigte
Fahrgeschwindigkeit und einem Anstellwinkelanzeiger 30 versehen, der eine
Kennmarke 38 für kleine Anstellwinkel und eine Kennmarke 40 für Anstellwinkel
in überzogenen Flugzuständen aufweist.
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Der Anzeiger für die maximal zulässige Geschwindigkeit wird, wie in
der Zeichnung schematisch angedeutet, durch eine Höhenmeßdose 31- betätigt,
deren Außenseite dem statischen Außendruck ausgesetzt ist, welcher das Innere des
Gehäuses über eine Leitung 32 beaufschlagt. Weiterhin ist eine Meßdose 34
vorgesehen, der durch die Leitung 36
der Staudruck zugeleitet wird.
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Nach der Zeichnung erfolgt der Antrieb des Anstellwinkelanzeigers
30 durch ein Anstellwinkelfühlorgan 42, welches dem Stator einer Gleichlaufvorrichtung
44 ein Signal liefert. Ein Unterschied zwischen der Winkelversetzung zwischen dem
Läufer und dem Stator der Vorrichtung 44 ruft ein Fehlersignal
hervor,
das durch den Verstärker 46 verstärkt wird, um so einen Motor 48 anzutreiben, der
seinerseits über eine mechanische Verbindung den Anstellwinkelanzeiger
30 verstellt. Der Motor 48 ist außerdem so angeschlossen, daß er den Stator
der Gleichlaufvorrichtung 44 verstellt, wenn eine Verstellung des Anstellwinkelanzeigers
30 erfolgt, um das Fehler-bzw. Abweichungssignal auf Null zurückzuführen.
Sobald der Anstellwinkelanzei-er 30 richtig einge-C im
stellt ist,
wird das Abweichungssignal, das auf eine Abweichung zwischen dem Läufer und dem
Stator der Gleichlaufvorrichtuno, 44 beruht, welche ursprünglich durch den Anstellwinkelfühler
42 hervorgerufen wurde, auf Null zurückgeführt, und die Anzeige des Anstellwinkels
entspricht dem von dem Anstellwinkelfähler 42 gelieferten Signal.
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Der Anstellwinkelfühler 42 dient außerdem zur Berichtigung
bestimmter Fehler des statischen Systeins, Zu diesem Zweck führt eine gesonderte
Gleichlaufeinrichtung in dem Fühlgerät 42 den Rechengeräten 120, 122 die Messungen
des Anstellwinkels zu.
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Wie aus der Zeichnung ersichtlich, stehen dem Piloten und dem Kopiloten
je ein Höhenmesser 50
bzw. 52 zur Verfügung, der eine Skalenseite
54 mit einem die Höhe angebenden Zeiger 56 und einer Trommel aufweist, von
der man die Höhe jeweils in 1.000 Fuß (etwa 300 in) ablesen kann.
Der Zeiger 56 und die Anzeigetrommel werden von einer Druckdose
58 angetrieben, die auf ihrer Außenseite mit dem über die Leitung
60 zugeführten statischen Druck beaufschlagt wird. Der durch die Druckdose
betätigte Mechanismus ist in bezug auf das Zifferblatt des Gerätes drehbar gelagert.
Der Mechanismus und damit auch der Zeiger 56 wird durch elektrisch betätigte
Servokorrekturmittel gedreht, die auf Skalenfehlerkorrekturen für den jeweiligen
Anstellwinkel und die Machzahl des Flugzeuges ansprechen.
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Der elektrisch angetriebene Servomechanismus ist einem Rückführfedermechanismus
60a zuggeordnet, der den Höhenmesser auf den unkorrigierten pneumatischen Betrieb
unter dem Einfluß der Druckdose 58 zurückstellt, wenn keine elektrische Energie
mehr zugeführt wird.
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Für den Piloten und den Kopiloten ist außerdem je ein Machzahlanzeiger
und -geber 70 bzw. 72 vorgesehen. Jedes dieser Geräte umfaßt ein äußeres
Gehäuse mit einer darin angeordneten ersten Druckdose 74, die auf ihrer Außenseite
mit dem -über eine Leitung 76 zugeführten statischen Druck beaufschlagt wird,
sowie eine zweite Druckdose 78, die ebenfalls -über die Leitung
76 dem statischen Druck des Systems ausgesetzt ist und im Innern über eine
Leitung 80 mit dem Druck des Staurohrs 36 beaufschlagt wird.
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Die Ausgangssignale oder -impulse der beiden Druckdosen 74 und
78 werden kombiniert, um den Zeiger 82 des Machzahlanzeigers gegenüber
dem Zifferblatt 84 in der in der Zeichnung schematisch angedeuteten Weise zu verstellen.
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Bei den Machzahlanzeigeg -' eräten 70, 72 wird der Druckunterschied
mit Hilfe der Druckdose 78 gemessen, deren Stellung sich nach dem Unterschied
zwischen dem Staurohrdruck und dem statischen Druck richtet, während der statische
Druck mit Hilfe der Druckdose 74 gemessen 'wird, die evakuiert ist und über die
Leitunc, 76 an ihrer Außenseite mit dem statischen Druck beaufschlagt wird.
Das Machzahlanzeigegerät 70, 72 weist ferner einen Gleichlaufgeber 114 auf,
dessen Läufer mit dem Zeiger 82 so verbunden ist, daß er bei Drehbewegungen
der Zeigerwelle gedreht wird. Der C im
Gleichlaufgeber liefert ein Ausgangssignal,
das der durch den Zeiger 82 angezeigten Machzahl proportional ist und welches nachträglich
bei den verschiedenen elektrisch bewirkten Korrekturen verwendet wird.
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Infolgedessen ist es nicht erforderlich, bei jedem der zu korrigierenden
Geräte ein gesondertes pneumatisches Meßsystem für die Machzahl vorzusehen, so daß
die mehrfache Verwendung gleicher Geräte in einem erheblichen Ausmaß vermieden wird.
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Die drei vorstehend beschriebenen Geräte für den Piloten und den Kopiloten,
nämlich der Fahrgeschwindigkeits- und Anstellwinkelanzeiger 20, 22, der Höhenmesser
50, 52 und der Machzahlanzeiger und -geber 70, 72, sind die einzigen
Geräte des erfindungsgemäßen Flugzeuggerätesystems, denen Ein-"angsdrücke zugeführt
werden müssen. Die übrigen Geräte arbeiten, wie nachstehend erläutert, mit Funktionen,
die vorher innerhalb dieser drei Geräte berechnet wurden, sowie mit einem für den
Betrieb der weiteren Geräte erforderlichen Temperaturfühler, und sie sind von anderen
Drucksystemen unabhäng,ig.
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Bei den Rechengeräten zum Umwandeln der Anstellwinkelmessungen des
Anstellwinkelfühlers 42 und der Machzahlangabe des Machzahlmessers und -gebers
70 bzw. 72 sowie der auf den statischen Druck bezogenen Korrektur
für den Höhenmesser in elektrische Signale handelt es sich um die gleichartig ausgebildeten
Rechengeräte 120 und 122 für den Piloten bzw. den Kopiloten.
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Jedes dieser Rechengeräte umfaßt zwei dreidimensionale Korrektureinrichtungen
124 und 126, von denen die erste einem primären statischen System und die
zweite einem alternativ benutzbaren statischeu System zugeordnet ist.
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Die Korrektureinrichtungen 124 und 126 dienen dazu, einen Abnehmer
172, 174 zu verstellen, der seinerseits einen Gleichlaufgeber entsprechend
dem gemessenen Anstellwinkel und der gemessenen Machzahl verstellt. Die profilierten
Flächen der Korrektureinrichtungen 124, 126 richten sich nach den vorbestimmten
statischen Charakteristiken des zugehörigen statischen Systems, und die dafür beötigten
Angaben werden empirisch ermittelt oder für jeden Flugzeugtyp berechnet.
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Für die Geräte des Piloten bzw. des Kopiloten sind ein primäres statisches
System mit diesem zugeordneten Eingangsleitungen 128 und 130 sowie ein altematives
statisches System mit diesem zugeordneten Eingangsleitungen 132 und 134 vorgesehen.
Es ist wichtig, daß die richtige Korrektureinrichtung 124 und 126 in Verbindung
mit dem zugehörigen, vorher geeichten primären statischen System oder dem alternativen
statischen System benutzt wird. Um zu gewährleisten, daß bei jedem der Geräte für
den Piloten und den Kopiloten die richtige Korrektureinrichtung und das richtige
statische System verwendet wird, ist für den Piloten bzw. den Kopiloten ein neuartiger
Wähler 136 bzw. 138 für das statische System vorgesehen.
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Jeder der Wähler 136 und 138 für das statische System
umfaßt ein Wählventil 140, 142 mit zwei Stellungen, das es ermöglicht, das primäre
statische
System oder das alternative statische System mit einer
Ausgangsleitung eines statischen Systems zu verbinden, wobei diese Ausgangsleitungen
an die verschiedenen Gerätegehäuse angeschlossen sind. Der gleiche Handgriff, der
das Wählventil der betreffenden Leitung betätigt, ist außerdem mit einem elektrischen
Wählschalter 144 bzw. 146 für den Piloten bzw. den Kopiloten verbunden, wobei der
Schalter144 bzw. 146 aus einer normalen Stellung in eine alternative Stellung gebracht
werden kann, die dem Ausgangssignal der Korrektureinrichtung 1.24 bzw.
126 entspricht.
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Wenn das primäre statische System mittels des Wählers 136 oder
des Wählers 138 angeschlossen wird, wird somit die Korrektureinrichtung 124
des primären statischen Systems als Ausgangsorgan des Rechengerätes verwendet.
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Wenn mittels des Wählers anstatt des primären statischen Systems das
alternative statische System gewählt wird, wird entsprechend die Korrektureinrichtung
126 in dem Rechengerät benutzt.
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Sowohl für den Piloten als auch für den Kopiloten ist je eine
Skalenfehlerkorrekturvorrichtung 148 bzw. 150 vorgesehen, die den Höhenmessern
50 bzw. 52
zugeordnet sind. Diese Skalenfehlerkorrekturvorrichtungen
umfassen eine verstellbare Kurvenfläche 152,
die in Verbindung mit dem betreffenden
Höhenmesser geeicht ist. Diese Kurvenfläche 152 wird durch einen Servomotor
154 verstellt, der durch ein Signal der Gleichlaufvorrichtung 156, welche
mit dem Höhenmesseranzeiger in dem Gehäuse 50 bzw. 52 verbunden ist,
sowie durch eine Gleichlaufvorrichtung betätigt wird, die durch die verstellbare
Kurvenfläche angetrieben wird und bestrebt ist, das Abweichungssignal auf Null zurückzuführen.
Dieses Abweichungssignal wird in der üblichen Weise durch einen Verstärker
158 verstärkt, so daß der Motor 154 die verstellbare Kurvenfläche
152 antreibt, bis seine Stellung der Stellung des Höhenmesseranzeigers
56 entspricht.
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Die Stellung der verstellbaren Kurvenfläche 152
wird auf einen
Abnehmer 161 übertragen, der seinerseits eine Differentialgleichlaufvorrichtung
DS verstellt, welche dem Signal zur Korrektur des Skalenfehlers ein von dem Rechengerät
120, 122 geliefertes statisches Abweichungssignal hinzufügt. Die Differentialgleichlaufvorrichtung
betätigt dann eine Servoeinrichtung 181 innerhalb des Höhenmessers
50 bzw. 52, in dem ein Motor 180 den Mechanismus des Höhenmessers
betätigt und der Zeiger 56 sich in bezug auf das Zifferblatt bewegt, damit
der Skalenfehler des Höhenmessers auf elektrischem Wege berichtigt wird.
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Die Korrektureinrichtungen 124 bzw. 126 werden so betätigt,
daß sie entsprechend der Anzeige der Machzahl gedreht und entsprechend der Anzeige
des Anstellwinkels axial versetzt werden. Genauer gesagt, wird das Ausgangssignal
des Gleichlaufgebers 1.14, bei dem es sich um eine elektrische Anzeige der Machzahl
handelt, z. B. dem Stator der Gleichlaufvorrichtung 160 in dem Rechengerät
120, 122 zugeführt. Wegen der Versetzung zwischen dem Läufer und dem Stator der
Gleichlaufvorrichtung 160 wird ein elektrisches Signal dem Verstärker
162 und danach einem Stellmotor 164 zugeführt.
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Der Stellmotor 164 dreht dann sowohl den Läufer der Gleichlaufvorrichtung
160 als auch die Korrektureinrichtungen 124 und 126, bis der Läufer
und der Stator kein weiteres elektrisches Ausgangssignal mehr liefern und die Korrektureinrichtungen
eine dieser vorbestimmten Machzahl entsprechende Winkelstellung einnehmen.
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Auf ähnliche Weise wird das Signal des Anstellwinkelfühlers 42 einer
Gleichlaufvorrichtung 166 zugeführt, die einen Motor 168 über einen
Verstärker 170 antreibt, bis die durch diesen Motor in einer Querrichtung
angetriebenen Korrektureinrichtungen die richtige Stellung einnehmen.
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Somit dient die Anzeige sowohl des Anstellwinkels als auch der Machzahl
dazu, die Korrektureinrichtungen 124 und 126 in eine vorbestimmte Stellung
zu bringen, wodurch wiederum die Abnehmer 172 und 174 in der richtigen Weise
verstellt werden.
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Gemäß der Zeichnung sind die Abnehmer 172
und 174 mit Gleichlaufgebern
176 und 178 verbunden, die ihren zugeordneten Differentialgleichlaufvorrichtungen
DS in den betreffenden Skalenfehlerkorrekturvorrichtungen 148, 150 ein Signal
aufdrükken, um danach zur Verstellung der Höhenmessermechanismen über den Motor
180 in dem Höhenmesser 50, 52 beizutragen.
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Es sei bemerkt, daß der der Korrektureinrichtung 124 des primären
statischen Systems für den Piloten zugeordnete Gleichlaufgeber 176 nur dann
betätigt werden kann, wenn sich der Schalter 144 in seiner normalen Stellung befindet
und das primäre statische System in Tätigkeit ist. Entsprechend kann die Korrektureinrichtung
126 nur dann betätigt werden, wenn sich der Schalter 146 des für den Kopiloten
vorgesehenen Wählers für das statische System in seiner alternativen Stellung befindet.
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In ähnlicher Weise umfaßt das, Rechengerät 122 für den Kopiloten eine
Korrektureinrichtung 126, die nur dann betätigt werden kann, wenn sich der
Wählschalter für das statische System auf der Seite des Piloten in der alternativen
Stellung befindet, und die Korrektureinrichtung 124 läßt sich nur dann betätigen,
wenn sich der Wähler für das statische System auf der Seite des Kopiloten in der
normalen Stellung befindet, die der Wahl des primären statischen Sy-
stems
entspricht.
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Dem Piloten und dem Kopiloten stehen Anzeigegeräte für die wahre Außenlufttemperatur
TOAT (True Outsicle Air Temperature Indicator) zur Verfügung. Das dem Kopiloten
zugeordnete Anzeigegerät für die wahre Außenlufttemperatur wird durch das Ausgangssignal
des dem Piloten zugeordneten Anzeigegerätes über Gleichlaufmittel angetrieben.
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Für den Piloten bzw. den Kopiloten ist weiterhin jeweils ein Anzeigegerät
für die wahre Fluggeschwindigkeit TAS (True Airspeed Indicator) vorgesehen. Das
Gerät für den Kopiloten wird von dem dem Piloten zugeordneten Gerät angetrieben.
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Dem Piloten bzw. dem Kopiloten stehen ferner Staulufttemperatur-Anzeigegeräte
RAT (Ram Air Temperature Indicator) zur Verfügung. Das dem Kopiloten zugeordnete
Gerät wird auch in diesem Fall durch das dem Piloten zugeordnete Gerät angetrieben.
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Bei der gezeigten Anordnung ist es möglich, das Rechengerät 120 des
Piloten und das Rechengerät 122 des Kopiloten zum Zweck der Prüfung miteinander
zu vergleichen, um gegebenenfalls ein fehlerhaftes Arbeiten eines der Rechengeräte
festzustellen. Diese Beziehung wird dadurch erzielt, daß die Ausgangssignale Gleichlaufvorrichtungen
in den beiden
Einrichtungen zum Berichtigen von Skalenfehlern entnommen
werden, die tatsächlich die Stellungen der beiden Höhenmesseranzeiger wiedergeben,
welche mit Hilfe des Rechengerätes berichtigt worden sind. Wenn das System in idealer
Weise arbeiten würde, müßten diese Gleichlaufvorrichtungen ebenso wie die Höhenmesseranzeiger
die gleiche Stellung einnehmen. Im Fall einer Abweichung, die auf das fehlerhafte
Arbeiten eines der Systeme hindeutet, wird eine Warnlampe 262 eingeschaltet.
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Ein weiterer Gesichtspunkt der gegenseitigen Zuordnung der verschiedenen
Geräte besteht in der Ableitung eines Machzahlsignals aus dem Machzahlmesser
70,72. Wie schon erwähnt, wird ein Signal für die Machzahl für den Betrieb
der Korrektureinrichtungen 124 und 126 der Rechengeräte 120 und 122 benötigt.
Außerdem ist ein solches Signal für die Betätigung des Anzeigegerätes für die wahre
Außenlufttemperatur, des Anzeigegerätes für die wahre Fluggeschwindigkeit und des
Anzeigegerätes für die Staulufttemperatur erforderlich.
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Die Machzahl wird mit Hilfe des Gerätes 70, 72
ein einziges
Mal auf pneumatischem Wege gemessen, und der Gleichlaufgeber 114 wird entsprechend
dieser Messung verstellt. Das Ausgangssignal des Gleichlaufgebers 114 betätigt dann
das die Gleichlaufvorrichtung 160, den Verstärker 162 und den Stellmotor
164 umfassende Servosystem, wobei der Stellmotor 164 die Korrektureinrichtungen
124 und 126 antreibt. Gemäß der Zeichnunc, verstellt der Stellmotor 164 außerdem
auch die Potentiometer 264, 266 und 268.
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Das Potentiometer 264 ist so geeicht, daß es ein der Größe
(1 + 0,2 KM2) proportionales Signal liefert, wobei M die Machzahl und K ein
Skalierfaktor ist. Wenn die Machzahl M variiert, so variiert auch der Widerstand
des Potentiometers 264 entsprechend der vorstehend genannten, Beziehung. Diese Funktion
wird dann über einen Rechen-erätwählschalter 270 auf der Schalttafel
272 weitergeleitet und wahlweise dem Anzeigegerät für die wahre Außenhifttemperatür
zugeführt. Wenn der Schalter 270 in die Stellung P gebracht wird, wird das
Signal (1 + 0, 2 KM,2) dem Rechengerät 120 entnommen. Wenn sich der
Schalter jedoch in der Stellung C befindet, wird das entsprechende Signal
dem Rechengerät 122 des Kopiloten entnommen.
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Gemäß der Zeichnung liefert das Potentiometer 266 ein der Machzahl
M proportionales Signal, das dem Anzeigegerät für die wahre Fluggeschwindigkeit
über den Schalter 274 zugeführt wird, mittels dessen entweder das Rechengerät 120
des Piloten oder das Rechengerät 122 des Kopiloten gewählt wird.
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Schließlich ist ein Potentionieter 268, das ein Signal entsprechend
(1 + 0,21#CH2) liefert, über einen Schalter 276 mit dem Anzeigegerät für
die Staulufttemperatur verbunden. Mit Hilfe der Machzahlmesser 70 bzw.
72 wird also eine einzige Messung der Machzahl durchgeführt, und das Meßergebnis
wird mehreren verschiedenen Geräten zugeführt, die verschiedene Funktionen der Machzahl
benötigen.
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Weiterhin dient eine einzige, mit Hilfe des Anstellwinkelfühlers 42
durchgeführte Messung des Anstellwinkels dazu, die beiden Anstellwinkelanzeiger
20 und 22 anzutreiben und außerdem das für die statische Korrektur der Rechengeräte
120 und 122 benötigte Anstellwinkelsignal abzuleiten.