DE1219261B - Vorrichtung zur Erzeugung eines Signals bei Erreichen der zulaessigen Hoechstgeschwindigkeit - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. CL:

Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:

GOIp

Deutsche Kl.: 42 ο -15

K47040IXb/42o
20. Juni 1962
16.Juni 1966

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Signals bei Erreichen der sicherheitsmäßig zulässigen Höchstgeschwindigkeit durch das Flugzeug, bestehend aus einem Fühler für den statischen Druck der Atmosphäre und einem Luftgeschwindigkeitsfühler sowie einem zwischen den beiden Fühlern angeordneten Verbindungsglied, das bei Erreichen der zulässigen Höchstgeschwindigkeit ein Signal auslöst.

Durch die erfindungsgemäße Vorrichtung soll der Sicherheitsspielraum bei der Handhabung des Flugzeugs erhöht werden, indem hierdurch die Aufgabe der Überwachung der Flugzeuggeschwindigkeit, die bisher vom Piloten wahrgenommen werden mußte, automatisch erfüllt wird. Bisher wurden Flugzeuge mit Anzeigevorrichtungen für die zulässige Luftgeschwindigkeit ausgerüstet, die üblicherweise zwei Zeiger zur Anzeige der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit und der maximal zulässigen Luftgeschwindigkeit aufwiesen und die laufend durch den Piloten oder Kopiloten zusammen mit einer Unzahl anderer Steuer-, Kontroll- und Regelinstrumente überwacht werden mußten, um zu gewährleisten, daß das Flugzeug die unter den herrschenden atmosphärischen Bedingungen sicherheitsmäßig zulässige Höchstgeschwindigkeit nicht überschreitet.

Es ist andererseits auch schon eine Vorrichtung zur Auslösung eines Signals bei Erreichen der kritischen Mach-Zahl durch das Flugzeug bekannt. Die Mach-Zahl wird hierbei durch Vergleich der Messung eines auf den statischen Druck ansprechenden Meßgeräts mit der Messung eines auf dynamischen Druck ansprechenden Meßgeräts ermittelt. Bei Erreichen eines bestimmten vorgegebenen Verhältnisses der beiden Meßergebnisse wird ein Signal ausgelöst. Ferner ist eine ähnliche Vorrichtung bekannt, die bei Erreichen einer vorbestimmten Mach-Zahl einen Regelvorgang auslöst.

Es ist auch ein Mach-Meßgerät bekannt, das den Einfluß der Flughöhe auf die Schallgeschwindigkeit berücksichtigt. Ferner ist es bekannt, die äquivalente Luftgeschwindigkeit zu messen und das Meßergebnis zur Bestimmung der höchstzulässigen Geschwindigkeit zu verwenden.

Die Erfindung schlägt eine Vorrichtung der eingangs genannten Art vor, die den komplizierten Zusammenhang zwischen dem statischen Druck der Atmosphäre und der hochstzulässigen Flugzeuggeschwindigkeit berücksichtigt. Sie ist gekennzeichnet durch ein Verbindungsglied aus einem von einem der Fühler angetriebenen ersten Element, einem von dem ersten Element angetriebenen Rechengetriebe, das Vorrichtung zur Erzeugung eines Signals bei
Erreichen der zulässigen Höchstgeschwindigkeit

Anmelder:

KoUsman Instrument Corporation,

Elmhurst, N. Y. (V. St. A.)

Vertreter:

Dipl.-Ing. C. Wallach, Patentanwalt,

München 2, Kaufingerstr. 8

Als Erfinder benannt:

Frederic Hauptman, New York, N. Y. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 20. Juni 1961 (118 460)

eine mathematische Funktion mit Knickstellen nachbildet, die die Abhängigkeit der zulässigen Höchstgeschwindigkeit vom statischen Atmosphärendruck wiedergibt, einem von dem Rechengetriebe angetriebenen zweiten Element sowie durch eine Signalauslösevorrichtung, die ein Signal auslöst, sobald die Verstellung des zweiten Elements der Verstellung eines von dem zweiten Fühler angetriebenen dritten Elements entspricht. Das Rechengetriebe ist bezüglich bestimmter Variablen in verschiedenen Flugzeugen einstellbar und liefert in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit des Flugzeugs und von dem statischen Luftdruck in der von dem Flugzeug durchflogenen Atmosphäre automatisch eine Anzeige für den Piloten, sobald das Flugzeug seine sicherheitsmäßig zulässige Höchstgeschwindigkeit erreicht oder überschritten hat. Die Anzeige erfolgt vorzugsweise in Form eines elektrischen Signals, das zur Betätigung von Warnleuchten, akustischen Warnanlagen od. dgl., oder als Steuersignal zur automatischen Betätigung weiterer Steuervorrichtungen an dem Flugzeug dienen kann, welche die Geschwindigkeit des Flugzeugs auf einen unterhalb der sicherheitsmäßig zulässigen Höchstgeschwindigkeit liegenden Wert verringern.

Das Navigationsinstrument gemäß der Erfindung ist vorzugsweise im Lichte der Erfahrungen ausgedehnter Flugtests, die an Flugzeugen über einen vollständigen weiten Bereich von Betriebsbedingungen

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hin vorgenommen wurden, so vorprogrammiert, daß (etwa 630 km/h) bis auf etwa 380 Knoten (etwa es die allgemeinen Flugeigenschaften moderner 705 km/h) bei 10 000 Fuß (etwa 3048 m) herauf-Düsen- oder sonstiger Hochgeschwindigkeitsflug- gesetzt werden, und zwar in erster Linie auf Grund zeuge vom Start bis zu den Bedingungen maximaler der Abnahme des statischen Drucks in diesem Höhen-Reisehöhe simuliert und die sicherheitsmäßigen Ge- 5 bereich. Bei weiterem Anstieg des Flugzeugs in den schwindigkeitsgrenzen für jeden Bereich von Bedin- Höhenbereich 12 von 10 000 Fuß (etwa 3048 m) bis gungen berechnet. Das Rechengetriebe weist Vorzugs- 25 000 Fuß (7620 m) kann die maximal zulässige weise unmittelbar zusammenwirkende mechanische Flugzeuggeschwmdigkeit infolge der weiteren AbElemente und Gestängeteile auf; dadurch erhält sie nähme des statischen Luftdrucks unter Aufrechteinerseits die für die in Aussicht genommenen .An- io erhaltung 'der Sicherheit ebenfalls zunehmend von wendungsfälle erforderliche Betriebsverläßlichkeit etwa 380 Knoten (etwa 705 km/h) auf etwas über und -sicherheit; andererseits wird das Rechengetriebe 400 Knoten (etwa 740 km/h) erhöht werden, wobei hinreichend vielseitig und gestattet die erforderlichen jedoch die Zunahme infolge anderer Effekte, die hier Verstellungen in den Rechenfunktionen, um das In- auftreten, etwas langsamer als in dem vorhergehenstrument für eine Vielfalt verschiedener Flugzeuge 15 den Bereich 11 ist. Sobald jedoch das Flugzeug eine verwenden zu können, die sich in ihren Betriebs- Höhe von etwa 25 000 Fuß (7620 m) erreicht und eigenschaften jeweils etwas voneinander unter- in dem in Fig. 1 mit 13 bezeichneten Bereich auf scheiden. seine Gipfelhöhe von 45 000 Fuß (etwa 13 700 m)

Durch die erfindungsgemäße Vorrichtung wird das ansteigt, kehrt sich die Abhängigkeit um, und das verschiedene Ansprechverhalten des Flugzeugs in 20 Flugzeug muß, wie in der Zeichnung dargestellt, mit den verschiedenen Höhenbereichen und unter ver- weiterer Abnahme des Luftdrucks innerhalb dieses schiedenen atmosphärischen Bedingungen getreuer Bereiches seine Geschwindigkeit zunehmend versimuliert, ringern.

Es folgt eine Beschreibung eines Ausführungs- Es sei an dieser Stelle betont, daß die in F i g. 1

beispiels der Erfindung an Hand der Zeichnungen; in 25 dargestellte Kurve selbstverständlich nur als re-

diesen zeigt präsentativ für viele moderne Flugzeugtypen anzu-

Fig. 1 eine graphische Darstellung, die allgemein sehen ist, wobei jedoch jeweils die Höhenbereiche,

die Abhängigkeit der maximal zulässigen Luft- die höchstzulässigen Geschwindigkeiten und die Ge-

geschwindigkeit eines typischen Flugzeugs heutiger schwindigkeitsänderungen innerhalb jedes einzelnen

Bauart für verschiedene Höhen unter der Annahme 30 Bereichs für verschiedene Flugzeuge verschieden

atmosphärischer Standardbedingungen erläutert, sein können. Ferner ist auch zu berücksichtigen, daß

Fig. 2 in perspektivischer Darstellung eine bevor- zwar in Fig. 1 die sicherheitsmäßig maximal zu-

zugte Ausführungsform der Erfindung. lässige Flugzeuggeschwmdigkeit als Funktion der

Bevor der Aufbau einer bevorzugten Ausführungs- Höhe bzw. von Höhenbereichen dargestellt ist, daß form der Erfindung im einzelnen beschrieben wird, 35 jedoch die unter Sicherheitsgesichtspunkten zulässige erscheint es zum leichteren Verständnis der Wir- Geschwindigkeit in Wirklichkeit eine Mehrbereichskungsweise der vorliegenden Erfindung und insbe- funktion des statischen Luftdrucks ist und daß demsondere der Art und Weise, in welcher gemäß der zufolge Änderungen der Temperatur und anderer Erfindung festgestellt wird, wann das Flugzeug seine atmosphärischer Bedingungen, welche den statischen maximal zulässige Geschwindigkeit erreicht oder 40 Luftdruck beeinflussen, bei der Bestimmung der zuüberschritten hat, zweckmäßig, zunächst kurz die lässigen Höchstgeschwindigkeit in Betracht gezogen charakteristischen Eigenschaften eines typischen werden.

Flugzeugs der hier in Betracht kommenden Art zu Bei der vorliegenden Erfindung ist eine Vorrich-

erläutern. _> rung vorgesehen, die ein Rechengetriebe enthält, wel-

Wie allgemein in F i g. 1 angedeutet, haben ausge- 45 ches die in F i g. 1 gezeigte mathematische Mehrdehnte Tests ergeben, daß die vom Sicherheitsstand- bereichsfunktion reproduziert, um im wesentlichen punkt aus maximal zulässige Flugzeuggeschwindig- die nach Sicherheitsgesichtspunkten zulässige Gekeit (»maximum permissive speed« or »safe speed of schwindigkeit für den jeweiligen statischen Luftdruck the craft«) in Abhängigkeit vom statischen Druck der Atmosphäre, durch welche das Flugzeug sich beder Umgebungsatmosphäre einer mathematischen 50 wegt, festzulegen. Diese durch Rechnung ermittelte Funktion mit Knickstellen (nicht stetig differenzier- zulässige Geschwindigkeit wird fortlaufend mit der bare Funktion) folgt. Unter Annahme atmosphä- gleichfalls laufend gemessenen tatsächlichen Luftrischer Standardbedingungen, die diesen statischen geschwindigkeit verglichen; sobald die tatsächliche Druck bestimmen, kann die sicherheitsmäßig maxi- Flugzeuggeschwmdigkeit einen Wert innerhalb eines mal zulässige Geschwindigkeit in der gezeigten Form 55 vorgegebenen Bereichs um die zulässige Geschwinals Funktion der Höhe aufgetragen werden. Wie aus digkeit erreicht, liefert das Instrument automatisch Fig. 1 ersichtlich, bleibt diese maximal zulässige ein Signal je nach Wunsch zur Warnanzeige für den Flugzeuggeschwmdigkeit in einem ersten Bereich 10 Piloten oder zur automatischen Steuerung des Flugniedriger Höhen entsprechend . dem höheren Luft- zeugs.

druck am Boden und in Bodennähe, vom Start bis 60 In F i g. 2 ist eine bevorzugte Ausführungsform des

etwa 7000 Fuß (etwa 2140 m), im wesentlichen kon- Instruments gemäß der Erfindung gezeigt; es weist in

stant und sollte in diesem ganzen Bereich 340 Knoten einem äußeren Gehäuse 14 zwei Fühler auf, nämlich

(»airspeed knots«) (etwa 630 km/h) nicht übersteigen; einen Luftgeschwindigkeitsfühler 15 und einen Füh-

in dem mit 11 bezeichneten nächst höheren Flug- ler für den statischen Luftdruck 16.

höhenbereich von etwa 7000 bis 10 000 Fuß (etwa 65 Als Fühler 16 für den statischen Luftdruck dient

2134 bis 3048 m) kann die vom Sicherheitsstand- vorzugsweise eine luftdicht abgeschlossene Kapsel,

punkt aus maximal zulässige Flugzeuggeschwindig- die sich demzufolge proportional dem innerhalb des

keit zunehmend mit größeren Höhen von 340 Knoten Gehäuses 14 herrschenden Druck ausdehnt oder zu-

sammejtizieht. Das Gehäuse 14 ist mit einer bei 17 angedeuteten Auslaßöffnung versehen, die im Gehäuse einen Druck proportional dem statischen Luftdruck der Umgebungsatmosphäre liefert. Der Luftgeschwindigkeitsfühler 15 seinerseits ist im Inneren mittels einer Röhre 18 od. dgl. mit einem (nicht dargestellten) Pilot-Rohr des Flugzeugs verbunden, derart, daß dem Fühler 15 im Inneren der der Summe aus Flugzeuggeschwindigkeit und statischem Druck proportionale Gesamtdruck zugeführt wird, während der Fühler 15 von außen dem in dem Gehäuse 14 herrschenden statischen Luftdruck ausgesetzt ist. Im Ergebnis wird sich daher der Fühler 15 proportional der Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs ausdehnen oder zusammenziehen, da der äußere statische Luftdruck sich gegenüber dem inneren statischen Luftdruck aufhebt.

Zur automatischen Bestimmung, ob die Flugzeug-Luftgeschwindigkeit die sicherheitsmäßig zulässige Geschwindigkeit erreicht hat oder zu übersteigen im Begriff ist, ist zwischen den beiden Fühlern 15 und 16 ein Rechengetriebe vorgesehen, das laufend feststellt, ob die mittels der Verstellung des Geschwindigkeitsfühlers 15 ermittelte tatsächliche Flugzeuggeschwindigkeit innerhalb der sicherheitsmäßig zulässigen Geschwindigkeit liegt, die mittels der mathematischen Funktion aus der Verstellung des statischen Luftdruckfühlers 16 ermittelt wird.

Die Rechenvorrichtung weist in ihrer allgemeinen Form einen Übertragungsmechanismus mit veränderlicher Übersetzung zwischen einer Eingangswelle 19 und einer Ausgangswelle 20 auf, wobei der Mechanismus so programmiert ist, daß er die in F i g. 1 gezeigte, geknickt verlaufende mathematische Funktion entsprechend den Eigenschaften des Flugzeugs, für das die Vorrichtung bestimmt ist, liefert.

Würde die Anordnung so getroffen, daß die Eingangswelle 19 durch den statischen Druckfühler 16 verstellt würde, so würde die Ausgangswelle 20 gemäß der geknickten Funktion in F i g. 1 verstellt und ihre jeweilige ausgelenkte Stellung in einem bestimmten Zeitpunkt würde eine Anzeige der sicherheitsmäßig maximal zulässigen Flugzeuggeschwindigkeit darstellen. Diese Stellung der Ausgangswelle 20 könnte ihrerseits mit der durch die Verstellung der Luftgeschwindigkeitsanzeigevorrichtung 15 angezeigten tatsächlichen Luftgeschwindigkeit verglichen werden, und falls die tatsächliche Luftgeschwindigkeit die zulässige Höchstgeschwindigkeit erreicht haben oder sich ihr innerhalb einer vorgegebenen Grenze angenähert haben sollte, könnte ein Warnsignal für den Piloten oder zur Steuerung des Flugzeugs im Sinne einer Geschwindigkeitsverringerung erzeugt werden.

Bei der vorliegenden Erfindung werden jedoch die Antriebsverbindungen vorzugsweise umgekehrt gewählt, derart, daß die Ausgangswelle 20 in Wirkverbindung mit der Membran des Fluggeschwindigkeitsfühlers 15 steht, so daß das Getriebe zur Erzeugung der unstetigen bzw. geknickten Funktion (»Knickfunktionsgetriebe«) in umgekehrter Richtung angetrieben wird. In diesem Falle ist die Anordnung so getroffen, daß die Eingangswelle 19 nicht kraftschlüssig durch den Fühler 16 für den statischen Luftdruck angetrieben wird, sondern statt dessen unabhängig davon durch die Verstellung der Ausgangswelle 20 verstellt wird. Das Ergebnis ist jedoch das gleiche; denn sobald die Eingangswelle 19 auf Grund ihrer Verstellung durch das Funktionsgetriebe in Wirkverbindung mit dem statischen Druckfühler 16 gelangt, hat offensichtlich die tatsächliche Luftgeschwindigkeit einen Wert in der Gefahrenzone um die sicherheitsmäßig zulässige Höchstgeschwindigkeit herum erreicht und das Instrument liefert das gewünschte Warnsignal.

Im folgenden werden Einzelheiten des Aufbaues einer bevorzugten Ausführungsform des Knickfunktionsgetriebes beschrieben. Die Ausgangswelle 20 des Gestänges ist mittels geeigneter Lager 21 drehbar gelagert, die eine Schwingbewegung bzw. Verstellung um ihre Achse gestatten, Die Welle 20 steht in Wirkverbindung mit der Membran 15 des Luftgeschwindigkeitsfühlers, derart, daß sie bei einer Ausdehnung bzw. Zusammenziehung der Membran 15 in entgegengesetzten Richtungen verdreht wird, und zwar über eine in geeigneter Weise mit der Membran 15 verbundene Kurbel 22, welche eine Schwingwelle 24 um ihre Achslagerung 25 verdreht, die ihrerseits ein Sektörzahnrad 26 winkelmäßig verstellt, das ein mit der Ausgangswelle 20 in der gezeigten Weise verbundenes zweites Sektorzahnrad 27 kraftschlüssig antreibt.

Die Eingangswelle 19 des Funktionsgestänges ist mittels Lager, von denen eines bei 29 angedeutet ist, drehbar gelagert und wird somit entsprechend der in F i g. 1 gezeigten Knickfunktion um ihre Mittelachse 30 verdreht. Bei einer Bewegung der Eingangswelle 19 wird ein mit ihr verbundener hervorstehender Arm 31 längs eines Bogens verstellt, der je nach der Drehrichtung der Eingangswelle 19 abwärts oder aufwärts verläuft. Der mit der Eingangswelle 19 verbundene Arm 31 liegt oberhalb einer Stange 32, welche entlang der Mittelachse der Membran des statischen Druckmessers 16 gehaltert ist, derart, daß der Arm 31 je nach der Drehrichtung der Eingangswelle 19 in Richtung auf die Stange 32 hin oder von ihr weg verstellt wird. Wie erwähnt, führt die Membran des statischen Druckmessers 16 ebenfalls eine unabhängige Verstellbewegung nach oben bzw. nach unten, d. h. auf den Arm 31 zu bzw. von ihm weg, und zwar proportional dem statischen Druck der Atmosphäre. Sobald daher die tatsächliche Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges sich den vorgegebenen Grenzen der sicherheitsmäßig zulässigen Fluggeschwindigkeit annähert, gelangt der Arm 31 in Berührung mit der Stange 32 auf dem statischen Druckfühler und zeigt damit an, daß Gefahr für das Flugzeug besteht und daß seine Geschwindigkeit herabgesetzt werden sollte.

Um ein elektrisches Signal zu erzeugen, sobald diese Berührung zwischen dem Arm 31 und der isolierten Stange 32 zustande kommt, können zwei elektrische Leiter 33 und 34 vorgesehen sein; der Leiter 34 steht in Kontakt mit dem Fühler 16 für den statischen Druck, der Leiter 33 ist geeignet angeschlossen, und zwar mittels einer Haarfeder 42, die die erforderliche Masseverbindung ergibt. Sobald der Arm 31 in Berührung mit der Stange 32 gelangt, wird auf Grund dieser elektrischen Anschlüsse eine elektrische Verbindung zwischen den Leitern 33 und 34 hergestellt, wodurch ein Erregerstromkreis zur Betätigung von Warnleuchten, eines akustischen Signalgebers, von Relais oder anderen bekannten Warnoder Steuervorrichtungen geschlossen werden kann. Als Knickfunktionsgestänge bzw. -getriebe zwischen der Eingangswelle 19 und der Ausgangswelle

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20 kann jedes mechanische Gestänge dienen, das den Gemäß der Erfindung kann die relative Länge der

in Fig. 1 gezeigten geknickten mathematischen Hebelarme an der Eingangs-bzw. Ausgangswelle 19

Funktionsverlauf liefert und eine kraftschlüssige bzw. 20 einstellbar verändert werden, um entspre-

Übertragung gestattet, betriebszuverlässig ist und zur chend die Übersetzungsverhältnisse in gewünschter

Verwendung in verschiedenen Flugzeugen einstell- 5 Weise so zu verändern, daß sie den veränderten

bar ist. Eigenschaften verschiedener Flugzeuge genügen;

Wie aus F i g. 2 ersichlich, weist die bevorzugte auch die Winkelstellungen, bei welchen jedes Hebel-Ausführungsform des Gestänges mehrere Paare von paar in Eingriff gelangt, können in der für verschie-Hebelarmen auf, die aufeinanderfolgend mit zuneh- dene Flugzeuge erforderlichen Weise gegenüber den mender Verstellung der Ausgangswelle 20 miteinan- ¹⁰ Bereichen 11, 12 und 13 in F i g. 1 auseinandergeder in Eingriff gelangen und eine kraftschlüssige An- rückt oder zusammengerückt werden. Falls ferner triebsverbindung zwischen der Eingangswelle 19 und Flugdaten des jeweiligen Flugzeuges zeigen, daß der Ausgangswelle 20 ergeben. Jedes der Hebelpaare irgendeine der Funktionen 11, 12 oder 13 in F i g. 1 liefert jeweils einen der Bereiche 11, 12 und 13 des statt linearem nichtlinearen Verlauf hat, so kann Kurvenverlaufs in Fig. 1; so kann beispielsweise ¹S das betreffende Hebelarmpaar durch eine (nicht darwährend der anfänglichen Verstellung der Ausgangs- gestellte) Anordnung aus einem geeigneten Nocken welle 20 die Kupplung zwischen der Eingangs- und mit Stößel ersetzt werden, welche die gewünschte der Ausgangswelle 19 bzw. 20 das in dem Bereich 11 nichtlineare Funktion ergibt, wobei der Nocken zur von F i g. 1 gezeigte Verhältnis besitzen, bis bei fort- Verstellung entweder mit der Eingangswelle 19 oder gesetzter Verstellung der Welle 20 in der gleichen s° mit der Ausgangswelle 20 und der Stößel entspre-Richtung ein zweites Hebelpaar in Eingriff gelangt chend mit der jeweils anderen Welle verbunden sein und das nächstfolgende Übersetzungsverhältnis, ent- kann.

sprechend dem Bereich 12 in F i g. 1, liefert. In ahn- Um die Eingangswelle 19 stets über ein bestimmlicher Weise wird bei Verstellung der Ausgangswelle tes, jeweils verschiedenes Hebelannpaar im Eingriff 20 in umgekehrter Richtung schließlich ein vorher- 25 mit der Ausgangswelle 20 zuhalten, ist die Eingangsgehendes Gestänge in Eingriff gebracht, entsprechend welle 19 mittels einer Spiralfeder 42 od. dgl. vorgedem Bereich 13 der Fig. 1·. In dem Bereich 10 bleibt spannt, derart, daß stets einer ihrer verschiedenen die zulässige Höchstgeschwindigkeit, wie in F i g. 1 Hebelarme gegen den entsprechenden Hebelarm an gezeigt, bei Änderung des statischen Drucks im der Ausgangswelle 20 gedruckt wird. Die Feder 42 wesentlichen konstant. 30 stellt gleichzeitig den elektrischen Anschluß an . Im folgenden soll an Hand von Fig. 2 der Auf- Masse her.

bau der bevorzugten Ausführungsform in Einzel- In der vorstehend allgemein beschriebenen Weise näher erläutert werden. Die Eingangswelle 19 ist mit erhält man somit ein Knickfunktionsgetriebe bzw. mehreren hervorstehenden Hebelarmen 36, 37 und -gestänge, das den Luftgeschwindigkeitsfühler 15 und 38 verschiedener Länge versehen; entsprechend die 35 den Fühler 16 für den statischen Druck so mitein-Ausgangswelle 20 mit Hebelarmen 39, 40 und 41; ander verbindet, daß die Eigenschaften eines Flugjeder der Hebelarme der Eingangswelle wirkt mit je zeuges hinsichtlich der sicherheitsmäßig zulässigen einem bestimmten Hebelarm der Ausgangswelle über Maximalgeschwindigkeit über einen weiten Bereich einen bestimmten Bereich der Verstellung der Ein- von Betriebbedingungen hin simuliert werden und gangs- und Ausgangswelle 19 bzw. 20 zusammen. 40 ein elektrisches Signal erzeugt wird, sobald die Jedes Paar von Hebelarmen mit verschiedener Länge Flugzeuggeschwindigkeit sich dem maximal zuliefert ein verändertes Übersetzungsverhältnis zwi- lässigen Wert annähert oder ihn erreicht. Das Funkschen der Eingangs- und der Ausgangswelle entspre- tionsgetriebe ist sowohl hinsichtlich der in den einchen den verschiedenen Bereichen 10, 11, 12 und 13 zelnen Bereichen erzeugten Einzelfunktionen als in Fig. 1. Betrachtete man beispielsweise den Be- 45 auch hinsichtlich der Ausdehnung jedes Bereichs verreich 11 in Fig. 1, so erkennt man, daß eine ver- änderlich einstellbar, um seine Anwendung und Einhältnismäßig kleine Änderung des statischen Drucks stellung für verschiedene Flugzeuge mit verschieentsprechend einer Höhenänderung von 7000 auf denen Eigenschaften zu ermöglichen.
10 000 Fuß (entsprechend etwa 2140 auf 3500 m) Neben der Erzeugung eines elektrischen Signals, eine verhältnismäßig große Änderung der sicherheits- 50 sobald der Hebelarm 31 in Berührung mit dem Fühmäßig zulässigen Maximalgeschwindigkeit von 340 ler 32 für den statischen Druck gelangt, wodurch anauf 380 Knoten (entspricht etwa 630 auf 705 km/h) gezeigt wird, daß das Flugzeug seine aus Sicherheitszuläßt. Zur Erzielung dieses Ubersetzungsverhält- gründen zulässige Geschwindigkeit für einen gegenisses ist demgemäß der mit der Eingangswelle 19 benen Zustand des atmosphärischen statischen verbundene Hebelarm 37 wesentlich länger als der 55 Drucks überschritten hat, ist auch die Erzeugung zugehörige, mit der Ausgangswelle 20 verbundene eines Warn- oder Steuersignals erwünscht, sobald Hebelarm 40, wodurch das für den Bereich 11 ge- das Flugzeug vorgegebene Höhen und eine konstante wünschte Übersetzungsverhältnis erzielt wird. Luftgeschwindigkeit erreicht, wie an der Stelle 10

Zur Umkehrung der relativen Drehrichtung der im Kurvenverlauf in F i g. 1 angedeutet. Zu diesem Eingangs- und Ausgangswelle 19 bzw. 20 im Bereich 60· Zweck ist eine verstellbare Anschlagschraube 44 vor-13 von Fig. 1 sind die Hebelarme 36 und 39 auf gesehen, die mit einer an dem Gehäuse 14 befestigten der entgegengegestzten Seite der Drehachse der Aus- Halterung 45 verschraubt ist. Das untere Ende der gangswelle20 vorgesehen, derart, daß wenn diese Anschlagschraube 44 liegt über einem Hebelarm 36 Arme miteinander in Eingriff gelangen, die Richtung des Knickfunktionsgetriebes und verhindert eine der Verstellung der Eingangswelle 19 bei fortschrei- 65 weitere Verstellung des Hebels 36 sowie Drehung der tender Verstellung der Ausgangswelle 20 sich um- Eingangswelle 19, sobald ein Zustand mit einer vorkehrt und damit den Kurvenzug 13 mit negativer gegebenen Kombination von Luftgeschwindigkeit Steilheit in F i g. 1 nachbildet. und Höhe (oder statischem Druck) erreicht ist.

Mit der Halterung 45 ist ein elektrischer Leiter 46 verbunden; sobald die Anschlagschraube 44 in Berührung mit dem Hebel 36 gelangt, wird eine elektrische Verbindung zwischen der Leitung 46 und der bereits erwähnten gemeinsamen Leitung 33 hergestellt. Die Leitung 46 und die Leitung 34 liegen parallel und sind beide mit dem gleichen Relaisanschluß verbunden. Erregt man die Leitung 46 mittels eines (nicht dargestellten) elektrischen Potentials, so wird infolge der bei Berührung der genannten Teile hergestellten elektrischen Verbindung ein elektrisches Signal erzeugt, das zur Betätigung eines Steuerrelais, einer Warnanlage od. dgl. zur Steuerung des Flugzeugs und/oder zur Warnanzeige für den Piloten dienen kann.

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Erzeugung eines Signals bei Erreichen der sicherheitsmäßig zulässigen Höchstgeschwindigkeit durch das Flugzeug, bestehend aus einem Fühler für den statischen Druck der Atmosphäre und einem Luftgeschwindigkeitsfühler sowie einem zwischen den beiden Fühlern angeordneten Verbindungsglied, das beim Erreichen der zulässigen Höchstgeschwindigkeit ein Signal auslöst, gekennzeichnet durch ein Verbindungsglied aus einem von einem der Fühler (15) angetriebenen ersten Element (20), einem von dem ersten Element angetriebenen Rechengetriebe, das eine mathematische Funktion mit Knickstellen nachbildet, die die Abhängigkeit der zulässigen Höchstgeschwindigkeit vom statischen Atmosphärendruck wiedergibt, einem von dem Rechengetriebe angetriebenen zweiten Element (19) sowie durch eine Signalauslösevorrichtung (31, 32, 33, 34), die ein Signal auslöst, sobald die Verstellung des zweiten Elements der Verstellung eines von dem zweiten Fühler (16) angetriebenen dritten Elements (31) entspricht.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Rechengetriebe aus einer Anzahl von Hebelarmpaaren (36-39, 37-40, 38-41) mit unterschiedlichen Übersetzungsverhältnissen besteht, von denen jeweils ein Arm (36, 37, 38) in Wirkverbindung mit dem ersten Element (20) und der andere Arm (39, 40, 41) des Hebelarmpaares in Wirkverbindung mit dem zweiten Element (19) steht, wobei sie aufeinanderfolgend über vorgegebene Bereiche (10, 11, 12, 13, F i g. 1) der Verstellung des ersten Elements miteinander im Eingriff stehen, wodurch jeweils verschiedene Übersetzungsverhältnisse zwischen dem ersten Element und dem zweiten Element für die verschiedenen Bereiche der Verstellung erzielt werden.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Hebelarme jedes Paares relativ in ihrer Länge verstellbar sind, derart, daß jeweils das Übersetzungsverhältnis zwischen den beiden Elementen innerhalb jedes Bereichs individuell veränderbar ist und daß die genannten Hebelarmpaare relativ zueinander so verstellbar sind, daß der Bereich der Verstellung des ersten Elementes (20), über welchen jedes der Hebelarmpaare miteinander im Eingriff steht, veränderbar ist.

4. Vorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalauslösevorrichtung Kontaktelemente (31, 32) enthält, die an elektrische Verbindungsleitungen (33, 34) angeschlossen sind und die ein elektrisches Signal auslösen.

5. Vorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine weitere Signalauslösevorrichtung (44, 45,46) vorgesehen ist, die ein elektrisches Signal erzeugt, sobald das Flugzeug einen vorgegebenen Zustand von Geschwindigkeit und Druck erreicht.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 918 839;
britische Patentschrift Nr. 617278;
USA.-Patentschriften Nr. 2 497 431, 2 522 337,
537 240, 2 706 407, 2 807 958, 2 972 028.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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