DE102012015491B4 - Arrangement of an aircraft and a disposable aircraft external load, and methods for determining the flight conditions permitted for the release of an external load from an aircraft and parameters for an outbound control for the external load - Google Patents

Arrangement of an aircraft and a disposable aircraft external load, and methods for determining the flight conditions permitted for the release of an external load from an aircraft and parameters for an outbound control for the external load Download PDF

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Abstract

Eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug (1) und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast (2), insbesondere einem unbemannten Flugkörper, mit einer Halterungsvorrichtung (3) zur Halterung der Außenlast (2) am Luftfahrzeug (1), zeichnet sich dadurch aus, dass die Halterungsvorrichtung (3) mit Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) versehen ist, um die auf die Halterungsvorrichtung (3) in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen, wobei die Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) mit zumindest einer Speichereinrichtung und/oder Rechnereinrichtung der Außenlast (2) und/oder des Luftfahrzeugs (1) zur Datenübertragung verbunden sind.An arrangement of an aircraft (1) and a dropable external aircraft load (2), in particular an unmanned missile, with a mounting device (3) for mounting the external load (2) on the aircraft (1) is characterized in that the mounting device (3) is provided with force sensors (32, 33, 34, 35, 36, 37) in order to determine the forces acting on the mounting device (3) in at least one direction, the force sensors (32, 33, 34, 35, 36, 37) are connected to at least one storage device and / or computer device of the external load (2) and / or of the aircraft (1) for data transmission.

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Anordnung aus einem bemannten oder unbemannten Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast, insbesondere einem unbemannten Flugkörper, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Sie betrifft weiterhin ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 7.The present invention relates to an arrangement of a manned or unmanned aerial vehicle and a dropping aircraft external load, in particular an unmanned missile, according to the preamble of claim 1. It further relates to a method for determining for a release of an external load of an aircraft permissible flight conditions and Parameters of a discharge control for the external load according to the preamble of claim 7.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Beim Abstoßen einer abwerfbaren Außenlast von einem Luftfahrzeug muss gewährleistet sein, dass diese Außenlast nach der Trennung vom Luftfahrzeug nicht durch aerodynamische Einwirkungen mit dem Luftfahrzeug kollidiert oder die Außenlast durch einen unregelbaren Flugzustand nicht verloren geht, um das Luftfahrzeug und die Außenlast nicht zu gefährden, zu beschädigen oder zu verlieren. Dazu ist es erforderlich, festzulegen, in welchen Flugzuständen eine Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug zulässig und sicher ist. Diese Zulässigkeitsvoraussetzungen müssen bereits bei der Integration von Außenlasten an einen jeweiligen Flugzeugtyp bestimmt und definiert werden. Unter anderem sind dabei die Aspekte der mechanischen Anbauverträglichkeit, der strukturmechanischen Verträglichkeit, der elektrischen Verträglichkeit, der EMV-Verträglichkeit, der funktionalen Interaktion zwischen Luftfahrzeug und Außenlast und neben der inertialen Belastung durch Flugmanöver die aerodynamischen Einwirkungen auf die Außenlast im Tragflug, die sogenannte aerodynamische Interferenz, zu berücksichtigen.When ejecting an ejectible external load from an aircraft, it shall be ensured that such external load does not collide with the aircraft after aeronautical separation or the outside load is not lost due to an uncontrolled flight condition, so as not to endanger the aircraft and the external load damage or lose. For this it is necessary to determine in which flight conditions a separation of the external load from the aircraft is permissible and safe. These admissibility requirements must already be determined and defined when integrating external loads on a particular aircraft type. Among other things, the aspects of mechanical compatibility, structural mechanical compatibility, electrical compatibility, EMC compatibility, the functional interaction between aircraft and external load and the inertial load caused by flight maneuvers, the aerodynamic effects on the external load in the wing flight, the so-called aerodynamic interference to take into account.

Für die sichere und gefahrlose Trennung einer Außenlast vom Luftfahrzeug, zum Beispiel beim sogenannten Drop-Release, sind neben der Gewichtskraft der Außenlast, den zur Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast aufgebrachten Abstoßkräften und Abstoßmomenten auch die flugmanöverbedingten inertialen Kräfte und Momente, die aerodynamischen Kräfte und Momente, die unmittelbar vor der Trennung auf die Außenlast wirken, relevant. Diese Kräfte und Momente können an einem mit der Außenlast versehenen Luftfahrzeugmodell in einem Windkanal gemessen oder mit Methoden der numerischen Strömungsmechanik mittels Simulation berechnet werden. Dazu ist es jedoch erforderlich, entweder einen geeigneten Windkanal sowie ein Luftfahrzeugmodell und ein Außenlastmodell zur Verfügung zu haben oder auf geeignete Fähigkeiten und Erfahrungen zur entsprechenden Anwendung der Simulations-Methoden der numerischen Strömungsmechanik Zugriff zu haben.For the safe and safe separation of an external load from the aircraft, for example, the so-called drop-release, in addition to the weight of the external load, the force applied to separate the external load from the aircraft to the external load repelling forces and repulsive moments and the maneuver inertial forces and moments, the aerodynamic Forces and moments that affect the external load immediately before separation are relevant. These forces and moments can be measured in a wind tunnel on an aircraft model provided with the outside load or calculated by means of simulation using methods of numerical fluid mechanics. For this, however, it is necessary to have either a suitable wind tunnel and an aircraft model and an external load model available or to have access to suitable skills and experience for the corresponding application of simulation methods of numerical fluid mechanics.

Die vorgenannten Voraussetzungen treffen jedoch häufig für einen reinen Hersteller von Außenlasten, beispielsweise für einen Hersteller von Flugkörpern, nicht zu, wenn er selbst nicht auch Hersteller des Trägerluftfahrzeugs ist. Es ist für einen Hersteller von abwerfbaren Außenlasten auch nicht immer möglich, auf die Kooperationsbereitschaft des Luftfahrzeugherstellers zu bauen, beispielsweise wenn der Luftfahrzeughersteller selbst auch entsprechende Außenlasten anbietet. Ein Hersteller von abwerfbaren Außenlasten muss daher auf andere Weise versuchen, die für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzustände, die von der sogenannten Release Enveloppe beschrieben werden, die Parameter der Abgangsregelung wie zum Beispiel den Startzeitpunkt der Drehratenregelung oder Begrenzungen der Ruderausschläge für die Außenlast sowie gegebenenfalls Rudervoreinstellungen für an der Außenlast vorgesehene Ruder zu bestimmen.However, the abovementioned conditions often do not apply to a mere manufacturer of external loads, for example for a manufacturer of missiles, if he himself is not also manufacturer of the carrier aircraft. It is also not always possible for a manufacturer of disposable external loads to rely on the cooperation of the aircraft manufacturer, for example if the aircraft manufacturer himself also offers corresponding external loads. A manufacturer of ejectable external loads must therefore try in other ways, the flight conditions permitted for launching the outside load, described by the so-called release envelope, the parameters of the exit control such as the start time of the rotation rate control or limits of the outer load rudder and, if necessary To determine rudder presets for rudders provided on the outside load.

STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART

Aus der DE 10 2008 034 618 A1 ist eine Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug bekannt, bei welchem unmittelbar nach dem Erkennen der Trennung des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug die Flugregelungseinrichtung des Flugkörpers aktiviert wird, um den Flugkörper vom Luftfahrzeug sicher und zuverlässig weg zu steuern.From the DE 10 2008 034 618 A1 a method for uncoupling an unmanned missile from a carrier aircraft is known in which immediately after the detection of the separation of the missile from the carrier aircraft, the flight control device of the missile is activated to control the missile from the aircraft safely and reliably away.

Aus der DE 10 2009 016 004 A1 ist ein Verfahren zum Abkoppeln eines Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug bekannt, bei welchem vor dem Abkoppeln des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug aerodynamische Steuerflächen des Flugkörpers um einen vorgegebenen Winkel in eine Position ausgelenkt werden, in der die anströmende Luft ein die Nase des Flugkörper nach unten drehendes, negatives Nickmoment erzeugt, um die sichere Drehbewegung des Flugkörpers mit der Nase nach unten zu erzwingen.From the DE 10 2009 016 004 A1 a method for uncoupling a missile from a carrier aircraft is known, in which before the uncoupling of the missile from the carrier aircraft aerodynamic control surfaces of the missile are deflected by a predetermined angle in a position in which the inflowing air is a nose of the missile downwardly rotating, negative Nick moment generated to force the safe rotation of the missile with the nose down.

Aus der EP 1 153 830 A1 sind mechanische Vorrichtungen zur Verringerung der Installationsmomente von Außenlasten an Flugzeugen bekannt, bei denen am Luftfahrzeug vor der Anbindungsstation der Außenlast aerodynamische Mittel, wie beispielsweise eine Rampe oder Grenzschichtzäune, vorgesehen sind, die die Nickmomente und die Giermomente der Außenlast abschwächend beeinflussen sollen.From the EP 1 153 830 A1 are mechanical devices for reducing the installation moments of external loads on aircraft are known in which the aircraft before the docking station of the external load aerodynamic means, such as a ramp or boundary layer fences, are provided which are intended to mitigate the pitching moments and the yawing moments of the external load.

Aus der Nichtpatentliteratur Schoppert, Tim C., Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store, Morgantown, West Virginia, 2002, ist es bekannt, die Belastung einer Bombenaufnahme an einem Luftfahrzeug durch inertiale und aerodynamische Lasten mittels eines mathematischen Modells vorherzusagen. Dabei werden die inertialen und aerodynamischen Lasten auf analytische Weise ermittelt. Das zu dieser Ermittlung herangezogene analytische Modell wird anschließend gegen Messdaten eines statischen Bodentests auf einem stationären Prüfstand verifiziert, wobei auf diesem Prüfstand die Aufhängungen (Ösen) zur Aufnahme der Bombe sowie die Abpratzarme zur seitlichen Stabilisierung der Bombe mit Kraftaufnehmern (zum Beispiel Dehnungsmessstreifen) versehen sind. Die dort beschriebenen Maßnahmen haben zum Ziel, die durch steigende Bombengewichte und steigende Flugleistungen der Trägerflugzeuge entstehenden höheren Belastungen der Bombenaufnahme durch Simulation am Boden vorherzusagen.From the Non-Patent Literature Schoppert, Tim C., Dynamic Model of the Interface Reactions in An Aircraft Bomb Rack due to an external store, Morgantown, West Virginia, 2002, it is known to use an inertial and aerodynamic load to bombard an aircraft to predict a mathematical model. The inertial and aerodynamic loads are determined analytically. The analytical model used for this investigation is then verified against static soil test data on a stationary test rig, with the test rig containing eyebolts for receiving the bomb and the arms for stabilizing the bomb at the sides with force transducers (for example strain gauges) , The aim of the measures described there is to predict the higher loads of bomb pick-up due to increasing bomb weights and increasing flight performance of the carrier aircraft through simulation on the ground.

Aus der Nichtpatentliteratur Modzelewski, Stephan A., Computer Program for Calculating in-flight Aircraft-Store Interface Reaction Loads, Monterey, California, Dezember 1991, ist es bekannt, eine inertiale und aerodynamische Worst-Case-Last an einer mechanischen Schnittstelle zwischen Luftfahrzeug und Flugkörper bei einer gegebenen Flug-Enveloppe entsprechend der militärischen Spezifikation Mil-A-8591 (General Design Criteria for airborne Stores, Suspension Equipment and Aircraft-Store Interface) zu berechnen.From the Non-Patent Literature Modzelewski, Stephan A., Computer Program for Calculating in Flight Aircraft Store Interface Reaction Loads, Monterey, California, December 1991, it is known to provide an inertial and aerodynamic worst-case load on a mechanical interface between aircraft and aircraft To calculate missiles on a given flight envelope in accordance with military specification Mil-A-8591 (General Design Criteria for Airborne Stores, Suspension Equipment and Aircraft-Store Interface).

US 4 187 760 A und US 4 187 761 A zeigen und beschreiben ein Steuerungssystem für einen Waffenausstoßmechanismus mit variabler Ausstoßkraft. In den luftfahrzeugseitigen Halterungen für die Waffenlast ist jeweils ein parallel zur Luftfahrzeughochachse wirkender Kraftsensor vorgesehen, der ein Signal zur Steuerung der Ausstoßkraft liefert. US 4,187,760 A. and US 4,187,761 A. show and describe a control system for a weapon ejection mechanism with variable ejection force. In the aircraft-side brackets for the weapon load each acting parallel to the aircraft vertical axis force sensor is provided which provides a signal for controlling the ejection force.

Die DE 103 13 279 A1 zeigt und beschreibt ein Verfahren für das Absetzen von aerodynamisch instabilen Marschflugkörpern aus Transportflugzeugen. Dabei werden vor dem Absetzen eines Marschflugkörpers dessen Nickwinkel, Gierwinkel und Rollwinkel für die Abgangssequenz in Abhängigkeit von den durch am Pylon, an dem der Marschflugkörper gehaltert ist, vorgesehene Kraftsensoren gemessenen Luftströmungsfeld-Kräften berechnet.The DE 103 13 279 A1 shows and describes a method for deploying aerodynamically unstable cruise missiles from transport aircraft. In this case, before the landing of a cruise missile whose pitch angle, yaw angle and roll angle for the departure sequence depending on the provided by the pylon on which the cruise missile, provided force sensors measured air flow field forces is calculated.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNGPRESENTATION OF THE INVENTION

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast sowie ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen anzugeben, mit denen es einem Hersteller von Außenlasten auf unkomplizierte und kostengünstige Weise möglich ist, die für den Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzustände und die Parameter der Abgangsregelung zu bestimmen.The object of the present invention is to provide an arrangement of an aircraft and a dropping aircraft external load and a method for determining allowable for dropping an external load of an aircraft flight conditions with which it is possible for a manufacturer of external loads in an uncomplicated and cost-effective manner to determine the permissible flight conditions for the release of an outside load from an aircraft and the parameters of the exit control.

Der auf die Anordnung gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch eine gattungsgemäße Anordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.The directed to the arrangement part of the object is achieved by a generic arrangement with the features of claim 1.

Diese Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast ist mit einer Halterungsvorrichtung zur Halterung der Außenlast am Luftfahrzeug ausgestattet. Die Halterungsvorrichtung ist mit Kraftsensoren versehen, um die auf die Halterungsvorrichtung in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen. Die Kraftsensoren sind mit zumindest einer Speichereinrichtung und/oder Rechnereinrichtung der Außenlast und/oder des Luftfahrzeugs zur Datenübertragung verbunden. Weiterhin sind am Luftfahrzeug Abstützelemente zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast vorgesehen, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente der Außenlast einwirken, und die Abstützelemente und/oder die Aufnahmeelemente sind mit weiteren Kraftsensoren versehen, die ebenfalls mit der Speicherrichtung und/oder der Rechnereinrichtung zur Datenübertragung verbunden sind.This arrangement of an aircraft and a dropping aircraft outer load is equipped with a mounting device for supporting the external load on the aircraft. The mounting device is provided with force sensors to determine the forces acting on the mounting device in at least one direction. The force sensors are connected to at least one memory device and / or computer device of the external load and / or of the aircraft for data transmission. Furthermore, support elements for lateral stabilization of the external load are provided on the aircraft, which act on assigned receiving elements of the external load, and the support elements and / or the receiving elements are provided with further force sensors, which are also connected to the memory direction and / or the computer device for data transmission.

VORTEILEADVANTAGES

Mit dieser erfindungsgemäßen Anordnung ist es möglich, bei zur Zulassung der Außenlast für einen Flugzeugtyp sowieso durchzuführenden Integrationstragflügen die auf die Halterungsvorrichtung für die Außenlast einwirkenden Kräfte zu bestimmen und aufgrund dieser Kräfte die bei einer Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast einwirkenden Momente zu ermitteln und so eine Bewegung der Außenlast unmittelbar nach der Trennung vom Luftfahrzeug vorherzusagen. Am Luftfahrzeug sind Abstützelemente zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast, beispielsweise als Teile eines Bomben-Racks, vorgesehen, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente der Außenlast einwirken. Dabei sind auch die Abstützelemente und/oder die Aufnahmeelemente mit weiteren Kraftsensoren versehen, die ebenfalls mit der Speichereinrichtung und/oder der Rechnereinrichtung zur Datenübertragung verbunden sind. Diese Abstützelemente, die auch als sogenannte Abpratzarme bezeichnet werden, fixieren die Außenlast in lateraler Richtung, so dass auf diese Weise Druckkräfte parallel zur Hochachse und zur Querachse gemessen werden können.With this arrangement according to the invention, it is possible to determine the force acting on the mounting device for the external load forces to be carried out for the approval of the external load for an aircraft type anyway integration support flights and to determine the forces acting on a separation of the external load from the aircraft to the external load moments and due to these forces to predict a movement of the external load immediately after separation from the aircraft. On the aircraft support elements for lateral stabilization of the external load, for example, as parts of a bomb rack, provided acting on assigned receiving elements of the external load. In this case, the support elements and / or the receiving elements are provided with further force sensors, which are also connected to the memory device and / or the computer device for data transmission. These support elements, which are also referred to as so-called Abpratzarme, fix the external load in the lateral direction, so that in this way pressure forces can be measured parallel to the vertical axis and the transverse axis.

Vorzugsweise ist die Halterungsvorrichtung mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor versehen. Mittels dieses Hochachsen-Kraftsensors können auch die auf die Halterungsvorrichtung einwirkende Zug- und Drucklasten ermittelt werden.Preferably, the mounting device is provided with at least one parallel to the aircraft vertical axis extending forces sensing force sensor. By means of this vertical axis force sensor and the forces acting on the mounting device tensile and compressive loads can be determined.

Weiter vorteilhaft ist es, wenn die Halterungsvorrichtung mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor und/oder mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Querachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor versehen ist. Diese Ausstattung der Halterungsvorrichtung mit einem Längsachsen-Kraftsensor und/oder einem Querachsen-Kraftsensor ermöglicht es, auch die in diesen Achsen wirkenden Kräfte in eine Bewegungsvoraussage für die abgekoppelte Außenlast mit einzubeziehen.It is further advantageous if the holding device is provided with at least one force sensor which detects forces extending parallel to the longitudinal axis of the aircraft and / or with a force sensor which detects at least one force parallel to the aircraft transverse axis. This equipment of the holding device with a longitudinal axis force sensor and / or a transverse axis force sensor makes it possible to include the forces acting in these axes in a movement prediction for the decoupled external load.

Weist die Halterungsvorrichtung zumindest einen in Luftfahrzeug-Längsrichtung vorderen Halter und zumindest einen in Luftfahrzeug-Längsrichtung hinteren Halter auf, so ist es von Vorteil, wenn jeder der Halter mit zumindest einem der Kraftsensoren versehen ist. Dieses vorzugsweise paarweise Vorsehen von in eine bestimmte Richtung orientierten Kraftsensoren, nämlich jeweils am vorderen Halter und am hinteren Halter, oder allgemeiner gesagt, das Ausstatten aller Halter mit jeweils einem in eine Richtung orientierten Kraftsensor, ermöglicht eine zuverlässige und genaue Bestimmung der im Augenblick des Abkoppelns der Außenlast vom Luftfahrzeug auftretenden und auf die Außenlast einwirkenden Momente.If the mounting device has at least one bracket in the longitudinal direction of the aircraft and at least one bracket in the longitudinal direction of the aircraft, it is advantageous if each bracket is provided with at least one of the force sensors. This preferably pairwise provision of force sensors oriented in a certain direction, namely respectively on the front holder and on the rear holder, or more generally, providing each holder, each with a directionally oriented force sensor, enables a reliable and accurate determination of the moment of uncoupling the external load occurring from the aircraft and acting on the external load moments.

Vorzugsweise sind die beispielsweise Ösen aufweisenden Halterungen außenlastseitig befestigt und zur Koppelung mit luftfahrzeugseitigen Gegenhalterungen ausgebildet, die beispielsweise Haken aufweisen. Diese Ausgestaltung ermöglicht es, die Kraftsensoren außenlastseitig anzuordnen, so dass keine baulichen Veränderungen am Luftfahrzeug vorgenommen werden müssen.Preferably, for example, the eyelets having holders are mounted on the outside load side and designed for coupling with aircraft-side mounts, which have, for example, hooks. This configuration makes it possible to arrange the force sensors on the outside load side, so that no structural changes to the aircraft must be made.

Das Vorsehen der weiteren Kraftsensoren in oder an den Aufnahmeelementen der Außenlast führt zu dem Vorteil, dass keine Veränderungen am Luftfahrzeug vorgenommen werden müssen und somit keine luftfahrzeugseitigen Beeinträchtigungen und somit keine die Flugzulassung des Luftfahrzeugs beeinträchtigenden Probleme auftreten.The provision of the further force sensors in or on the receiving elements of the external load leads to the advantage that no changes to the aircraft must be made and thus no aircraft-side impairments and thus no problems affecting the aircraft registration of the aircraft occur.

Der auf das Verfahren gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch das Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 7. Dieses Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast wird durchgeführt mit einer erfindungsgemäßen Anordnung und weist die Schritte auf:

  • a) Durchführen von Testflügen mit unterschiedlichen Flugzuständen und Erfassen von Flugzustandsdaten, insbesondere der Position, der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, der Beschleunigungen, der Lagewinkel, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels;
  • b) Erfassen von zwischen der Außenlast und dem Luftfahrzeug wirkenden Kräften mittels der Kraftsensoren,
  • c) Speichern der in Schritt b) ermittelten Kräfte sowie der diesen Kräften zugeordneten, im Schritt a) erfassten Flugzustandsdaten in der Speichereinrichtung;
  • d) Berechnen der auf die Außenlast in den unterschiedlichen Flugzuständen einwirkenden Momente zumindest um die Nickachse und um die Gierachse der Außenlast;
  • e1) Bestimmen von für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen und Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast auf der Basis der in Schritt d) berechneten Momente und
  • e2) Bestimmen der Rudervoreinstellungen für die an der Außenlast vorgesehenen Ruder, die den auf die Außenlast einwirkenden Momenten entgegenwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung erzeugen, wobei die Schritte b) bis e) für unterschiedliche Ruderwinkel durchgeführt werden, und
  • f) Erstellen eines mehrdimensionalen Datengebildes von für ein Abwerfen einer Außenlast zulässigen Flugzuständen unter Berücksichtigung der unterschiedlichen Ruderwinkel.
The object directed to the method of the object is achieved by the method having the features of claim 7. This method for determining for a release of an external load of an aircraft permissible flight conditions and parameters of a departure control for the external load is performed with an inventive arrangement and has the steps on:
  • a) performing test flights with different flight conditions and acquisition of flight condition data, in particular the position, the equivalent airspeed, the accelerations, the attitude angle, the angle of attack and the sliding angle;
  • b) detecting forces acting between the external load and the aircraft by means of the force sensors,
  • c) storing the forces determined in step b) as well as the flight condition data associated with these forces and recorded in step a) in the memory device;
  • d) calculating the moments acting on the outer load in the different flight conditions at least about the pitch axis and about the yaw axis of the outer load;
  • e1) determining flight conditions permissible for a discharge of the external load and parameters for the outgoing control for the external load on the basis of the moments calculated in step d) and
  • e2) determining the rudder default settings for the rudders provided on the outer load, which counteract the moments acting on the outer load or generate a predetermined torque effect, the steps b) to e) being carried out for different rudder angles, and
  • f) Creation of a multi-dimensional data structure of flight conditions permissible for a release of an external load taking into account the different rudder angles.

Wie bereits ausgeführt worden ist, kann die Erfassung der zwischen der Außenlast und dem Luftfahrzeug wirkenden Kräfte im Schritt b) während eines sowieso durchzuführenden Integrationsflugs erfolgen, wobei lediglich die Berechnung der auf die Außenlast einwirkenden Momente gemäß Schritt d) und die Bestimmung der zulässigen Flugzustände gemäß Schritt e) zusätzlich durchzuführen sind. Diese Berechnung kann entweder unmittelbar im Zuge der Erfassung gemäß Schritt b) in einer Rechnereinrichtung des Luftfahrzeugs oder der Außenlast erfolgen oder die im Schritt b) erfassten Kräfte können zusammen mit den Flugzustandsdaten aus Schritt a) in einer Speichereinrichtung des Luftfahrzeugs oder der Außenlast gespeichert werden und die Schritte d) und e) können nach Beendigung des Testflugs am Boden mit einer externen Rechnereinrichtung unter Verwendung der gespeicherten Daten durchgeführt werden. Die Testflüge werden mit unterschiedlichen Ruderwinkeln von an der Außenlast vorgesehenen, vorzugsweise verstellbaren, Rudern durchgeführt und die Schritte b) bis e) werden für unterschiedliche Ruderwinkel durchgeführt, wobei im Schritt e) zusätzlich zu den zulässigen Flugzuständen und Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast auch Rudervoreinstellungen für an der Außenlast vorgesehene Ruder bestimmt werden, die den auf die Außenlast einwirkenden Momenten entgegenwirken oder die eine vorgegebene Momentenwirkung erzeugen.As has already been stated, the detection of the forces acting between the external load and the aircraft in step b) can take place during an integration flight to be carried out anyway, wherein only the calculation of the external load moments according to step d) and the determination of the permissible flight conditions according to FIG Step e) are to be carried out additionally. This calculation can be done either directly in the course of the detection according to step b) in a computer device of the aircraft or the external load or the forces detected in step b) can be stored together with the flight condition data from step a) in a memory device of the aircraft or the external load and the steps d) and e) can after completion of the test flight on the ground with an external computing device Use of the stored data to be performed. The test flights are carried out with different rudder angles of oars provided on the outside load, preferably adjustable, and steps b) to e) are carried out for different rudder angles, wherein in step e) in addition to the permissible flight conditions and parameters for the outbound control for the external load also rudder presets be determined for provided on the outer load rudder, which counteract the forces acting on the external load moments or generate a predetermined moment effect.

Während im Standardfall des erfindungsgemäßen Verfahrens die Ruder der Außenlast in einer Standardstellung, beispielsweise einer Neutralstellung, arretiert sind, sind nach dieser besonderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens Testflüge mit unterschiedlichen Ruderwinkelstellungen vorgesehen, bei denen das Ruder jeweils in unterschiedlichen Ruderwinkeln arretiert ist, so dass sich eine Mehrzahl von für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen in Abhängigkeit des Ruderwinkels der Ruder der Außenlast ergeben. Es wird so also ein mehrdimensionales Datengebilde von zulässigen Flugzuständen geschaffen, bei dem der Bereich der zulässigen Flugzustände wesentlich weitgehender ist als nur bei einer einzigen Ruderstellung der Außenlast-Ruder.While in the standard case of the method according to the invention, the rudders of the outer load in a standard position, such as a neutral position, are locked, are provided for this particular embodiment of the method test flights with different rudder angle positions in which the rudder is locked in different rudder angles, so that a Show a plurality of permissible for a drop in the external load flight conditions as a function of the rudder angle of the rudder of the external load. Thus, a multi-dimensional data structure of permissible flight conditions is created, in which the range of permissible flight conditions is substantially more extensive than only with a single rudder position of the outer-load rudder.

Von Vorteil ist es, wenn im Schritt d) auch die unmittelbar auftretenden Momente um die Rollachse der Außenlast sowie vorzugsweise zusätzlich die durch das Giermoment induzierten Momente um die Rollachse der Außenlast berechnet werden. Durch die Berücksichtigung dieser induzierten Momente wird die Vorhersage der Eigenbewegung der Außenlast nach deren Abkoppeln vom Luftfahrzeug noch präziser und die Bestimmung der zulässigen Flugzustände und von Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast im Schritt e) wird dadurch ebenfalls genauer.It is advantageous if, in step d), the immediately occurring moments about the roll axis of the external load and preferably additionally the moments induced by the yaw moment about the roll axis of the external load are calculated. By taking into account these induced moments, the prediction of the self-motion of the external load after it has been decoupled from the aircraft becomes even more precise, and the determination of the permissible flight conditions and parameters of the outbound control for the external load in step e) also becomes more precise.

Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.Preferred embodiments of the invention with additional design details and other advantages are described and explained in more detail below with reference to the accompanying drawings.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Es zeigt:It shows:

1 eine erfindungsgemäße Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast; 1 an inventive arrangement of an aircraft and a dropping aircraft outer load;

2 einen Ausschnitt gemäß II aus 1; 2 a section according to II 1 ;

3 einen Ausschnitt gemäß III aus 2; 3 a section according to III from 2 ;

4 eine Ansicht wie in 2, aber von der anderen (rechten) Seite des Luftfahrzeugs; 4 a view like in 2 but from the other (right) side of the aircraft;

5 eine der Ansicht von 2 entsprechende stilisierte Wiedergabe der Halterungsvorrichtung und der Abstützeinrichtungen 5 one of the view of 2 corresponding stylized reproduction of the support device and the support means

6 eine ebenfalls stilisierte Ansicht in Richtung des Pfeils VI in 5. 6 an also stylized view in the direction of the arrow VI in 5 ,

DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELENPRESENTATION OF PREFERRED EMBODIMENTS

In 1 ist ein Luftfahrzeug 1 mit einem Rumpf 11 und Tragflächen 10 dargestellt, das an der Unterseite seiner linken Tragfläche 10 mit einer Halterungsvorrichtung 3 für eine Außenlast 2 versehen ist. Die Außenlast 2 kann beispielsweise ein Zusatztank, eine Bombe oder ein unbemannter Flugkörper sein, aber auch andere Außenlasten können an dieser Stelle vorgesehen sein. Dem Luftfahrzeug 1 ist ein Koordinatensystem mit einer Luftfahrzeug-Längsachse X, einer Luftfahrzeug-Hochachse Z und Luftfahrzeug-Querachse Y zugeordnet, welche sich im Schwerpunkt SL. des Luftfahrzeugs schneiden.In 1 is an aircraft 1 with a hull 11 and wings 10 shown at the bottom of his left wing 10 with a mounting device 3 for an external load 2 is provided. The external load 2 may be, for example, an auxiliary tank, a bomb or an unmanned missile, but other external loads may be provided at this point. The aircraft 1 is a coordinate system associated with an aircraft longitudinal axis X, an aircraft vertical axis Z and aircraft transverse axis Y, which in the center of gravity S L. of the aircraft.

In 2 ist die Anbringung der Außenlast 2 an der Unterseite der Tragfläche 10 ausführlicher dargestellt.In 2 is the attachment of the external load 2 at the bottom of the wing 10 shown in more detail.

Die Außenlast 2 weist einen Rumpf 20 auf, der an seiner Oberseite mit einer vorderen Halterung 30 und einer hinteren Halterung 31 zur Anbringung der Außenlast am Luftfahrzeug ausgestattet ist. Dazu greift die vordere Halterung 30 in eine an der Unterseite der Tragfläche 10 vorgesehene vordere Gegenhalterung 12 ein und die hintere Halterung 31 greift in eine ebenfalls an der Unterseite der Tragfläche 10 vorgesehene hintere Gegenhalterung 14 ein. Die aus den Halterungen 30 und 31 sowie den Gegenhalterungen 12 und 14 gebildete Halterungsvorrichtung 3 ist in den Figuren nur schematisch dargestellt; in der Praxis sind derartige Halterungsvorrichtungen wesentlich komplexer und beispielsweise an speziell hierfür vorgesehenen Bomben-Racks an der Unterseite der Tragflügel oder des Rumpfs eines Luftfahrzeugs ausgebildet. Die Gegenhalterungen 12, 14 weisen in der Regel Haken auf, die in an der jeweiligen Halterung 30, 31 gebildete Ösen eingreifen und zur Freigabe der Außenlast aus den Ösen weggeschwenkt werden können. The external load 2 has a hull 20 on top of it with a front bracket 30 and a rear bracket 31 equipped for attaching the external load on the aircraft. For this purpose, the front holder engages 30 in one at the bottom of the wing 10 provided front counter bracket 12 one and the rear bracket 31 engages in one also at the bottom of the wing 10 provided rear counter bracket 14 one. The from the brackets 30 and 31 as well as the counter supports 12 and 14 formed mounting device 3 is shown only schematically in the figures; In practice, such mounting devices are much more complex and designed, for example, on specially provided bomb racks on the underside of the wings or the fuselage of an aircraft. The counterholds 12 . 14 usually have hooks in place on the respective bracket 30 . 31 engage formed eyelets and can be pivoted away to release the external load from the eyelets.

2 zeigt auch eine vordere und eine. hintere linke Abstützeinrichtung 4, 5 zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast 2, die ebenfalls nur schematisch dargestellt ist. Weiterhin vorgesehen, aber in der Ansicht der 2 nicht sichtbar, sondern in 4 zu erkennen, sind eine vordere und eine hintere rechte Abstützeinrichtung 4', 5'. Diese Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' weisen jeweils ein luftfahrzeugseitiges Abstützelement 40, 50, 40', 50' auf, das an der Unterseite der Tragfläche 10, beispielsweise in einem Bomben-Rack vorgesehen ist und das auf einem an der Rumpfoberseite der Außenlast 2 vorgesehenen, der jeweiligen Abstützeinrichtung 4, 5, 4', 5' zugeordneten Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52' aufliegt. Das jeweilige Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52' nimmt die in Richtung des Abstützelements, also senkrecht zu dessen Auflagefläche auf dem Aufnahmeelement, wirkenden Kräfte auf und stützt sie ab; also jene Kräfte, die vom zugeordneten Abstützelement 40, 50, 40', 50' auf die Außenlast 2 ausgeübt werden. Als Abstützelemente 40, 50, 40, 50' sind typischerweise vier Abpratzarme (vorne und, hinten jeweils links und rechts), zwischen dem Luftfahrzeug 1 und der Außenlast 2 vorgesehen. 2 also shows a front and a. rear left support 4 . 5 for lateral stabilization of the external load 2 , which is also shown only schematically. Further provided, but in the view of 2 not visible, but in 4 to recognize are a front and a rear right support means 4 ' . 5 ' , These support devices 4 . 5 . 4 ' . 5 ' each have an aircraft-side support element 40 . 50 . 40 ' . 50 ' on that at the bottom of the wing 10 For example, it is provided in a bomb rack and the one on the fuselage top of the external load 2 provided, the respective support device 4 . 5 . 4 ' . 5 ' associated receiving element 42 . 52 . 42 ' . 52 ' rests. The respective receiving element 42 . 52 . 42 ' . 52 ' takes on the forces acting in the direction of the support element, that is perpendicular to the support surface on the receiving element, and supports them; So those forces from the associated support 40 . 50 . 40 ' . 50 ' on the external load 2 be exercised. As support elements 40 . 50 . 40 . 50 ' Typically, there are four arms (front and rear left and right) between the aircraft 1 and the external load 2 intended.

Der Außenlast 2 ist ein Koordinatensystem mit einer in Längsrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Rollachse x, einer in Querrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Nickachse y und einer parallel zur Hochachsenrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Gierachse z zugeordnet, die sich im konstanten Masseschwerpunkt S'A der Außenlast schneiden. Der aerodynamische Schwerpunkt, an dem der Auftrieb L und die Luftwiderstandskraft D angreifen, verändert seine Position in Abhängigkeit von der aktuellen Anströmung (statische und dynamische Druckverhältnisse) der Außenlast.The external load 2 is a coordinate system with a longitudinal direction of the external load 2 extending roll axis x, one in the transverse direction of the external load 2 extending pitch axis y and one parallel to the vertical axis direction of the external load 2 extending yaw axis z associated, which intersect in the constant center of mass S ' A of the external load. The aerodynamic center of gravity, on which the lift L and the air resistance D attack, changes its position as a function of the current flow (static and dynamic pressure conditions) of the external load.

Weiterhin ist die Außenlast 2 mit verschwenkbaren Rudern versehen, von denen das linke Ruder 22 in 2 und das rechte Ruder 22' in 4 gezeigt ist. Während in 1 das Ruder 22 in seiner horizontalen Neutralstellung gezeigt ist, ist das Ruder in der Darstellung der 2 und 4 um einen Ruderanstellwinkel β angestellt, wobei der Ruderanstellwinkel β gebildet wird von der Ruderlängsachse a und der im Bild der 2 mit der Rollachse x identischen Außenlast-Längsachse.Furthermore, the external load 2 provided with swiveling oars, of which the left rudder 22 in 2 and the right rudder 22 ' in 4 is shown. While in 1 the rudder 22 is shown in its horizontal neutral position, the rudder is in the representation of 2 and 4 is made by a rudder angle β, wherein the rudder angle β is formed by the rudder longitudinal axis a and in the image of the 2 with the roll axis x identical outer load longitudinal axis.

Wie sowohl aus der 2 als auch aus dem Ausschnitt gemäß 3 erkennbar ist, ist die vordere Halterung 30 mit drei jeweils im rechten Winkel zueinander angeordneten Kraftsensoren 32, 34, 36 versehen. Der Kraftsensor 32 verläuft im Wesentlichen in einer Richtung parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse Z und kann Kräfte erfassen, die parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse Z wirken. Der Kraftsensor 34 verläuft im Wesentlichen parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse X und kann Kräfte erfassen, die parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse X wirken. Der Kraftsensor 36 ist quer zu den beiden anderen Sensoren 32, 34 angeordnet, so dass er Kräfte erfassen kann, die parallel zur Luftfahrzeug-Querachse Y wirken.Like both from the 2 as well as from the clipping according to 3 is recognizable, is the front bracket 30 with three each at right angles to each other arranged force sensors 32 . 34 . 36 Mistake. The force sensor 32 extends substantially in a direction parallel to the aircraft vertical axis Z and can detect forces acting parallel to the aircraft vertical axis Z. The force sensor 34 runs substantially parallel to the aircraft longitudinal axis X and can detect forces acting parallel to the aircraft longitudinal axis X. The force sensor 36 is transverse to the other two sensors 32 . 34 arranged so that it can detect forces acting parallel to the aircraft transverse axis Y.

Wie in 2 dargestellt ist, ist auch die hintere Halterung 31 in analoger Weise mit einem Hochachsen-Kraftsensor 33, einem Längsachsen-Kraftsensor 35 und einem Querachsen-Kraftsensor 37 in gleicher Weise versehen, wie dies bei der vorderen Halterung 30 der Fall ist und in Verbindung mit 3 beschrieben wurde.As in 2 is shown, is also the rear bracket 31 in an analogous manner with a vertical axis force sensor 33 a longitudinal axis force sensor 35 and a transverse axis force sensor 37 provided in the same way as in the front bracket 30 the case is and in connection with 3 has been described.

In 2 ist ein weiterer Kraftsensor 41 dargestellt, der im oder am Aufnahmeelement 42 vorgesehen und so angeordnet ist, dass er Kräfte parallel zur Hochachse des Luftfahrzeugs erfassen kann. Auch die Aufnahmeelemente 52, 42' und 52' sind mit entsprechenden Kraftsensoren 51, 41', 51' versehen. Statt eines einzigen weiteren Kraftsensors 41, 51, 41', 51' können auf der Abstützeinrichtung 4, 5, 4', 5', insbesondere im Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52', jeweils drei Kraftsensoren vorgesehen sein, die in den jeweiligen Achsen des Luftfahrzeug-Koordinatensystems wirkende Kräfte erfassen, so dass auch schräg auf den Rumpf 20 der Außenlast 2 einwirkende Kräfte gemessen werden können.In 2 is another force sensor 41 shown in or on the receiving element 42 is provided and arranged so that it can detect forces parallel to the vertical axis of the aircraft. Also the recording elements 52 . 42 ' and 52 ' are with corresponding force sensors 51 . 41 ' . 51 ' Mistake. Instead of a single additional force sensor 41 . 51 . 41 ' . 51 ' can on the support device 4 . 5 . 4 ' . 5 ' , in particular in the receiving element 42 . 52 . 42 ' . 52 ' be provided in each case three force sensors, which detect forces acting in the respective axes of the aircraft coordinate system, so that obliquely to the fuselage 20 the external load 2 acting forces can be measured.

Obwohl vorstehend beispielhaft beschrieben worden ist, dass sich die zu erfassenden Kräfte parallel zu den Richtungen der Achsen des Luftfahrzeug-Koordinatensystems erstrecken, so können die Kräfte selbstverständlich auch parallel zu den Richtungen der Achsen der Außenlast bestimmt werden.Although it has been described above by way of example that the forces to be detected extend parallel to the directions of the axes of the aircraft coordinate system, the forces of course also can be determined parallel to the directions of the axes of the external load.

Mit dieser erfindungsgemäßen Anordnung aus Luftfahrzeug 1 und Außenlast 2 werden Testflüge mit unterschiedlichen Flugzuständen durchgeführt. Dabei werden Flugzustandsdaten, wie beispielsweise die Position (Breiten/Längengrad und Höhe), die Geschwindigkeiten (north, east, down), die äquivalente Fluggeschwindigkeit (KEAS), die wirkenden flugkörperfesten und erdfesten Beschleunigungen, die Lagewinkel (um die Roll-, Nick- und Gierachse) des Luftfahrzeuges und der Außenlast sowie Anstellwinkel und Schiebewinkel von Luftfahrzeug und Außenlast erfasst. Diese Daten werden in einer geeigneten Speichereinrichtung des Luftfahrzeugs oder der Außenlast abgespeichert. Während dieser Testflüge werden die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirkenden Kräfte mittels der Kraftsensoren 32, 33, 34, 35, 36, 37, 41 erfasst und ebenfalls in der Speichereinrichtung abgespeichert. With this inventive arrangement of aircraft 1 and external load 2 Test flights are carried out with different flight conditions. Flight state data, such as the position (latitude / longitude and altitude), the speeds (north, east, down), the equivalent airspeed (KEAS), the impact-resistant and earth-steady accelerations, the attitude angles (about the roll, pitch and yaw axis) of the aircraft and the outside load, and the angle of attack and the angle of shift of the aircraft and the external load. This data is stored in a suitable memory device of the aircraft or the external load. During these test flights will be between the external load 2 and the aircraft 1 acting forces by means of the force sensors 32 . 33 . 34 . 35 . 36 . 37 . 41 detected and also stored in the memory device.

Die erfassten Kräfte, die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirken, werden entweder bereits während des Testflugs oder nach Beendigung des Testflugs am Boden als Grundlage für die Berechnung von sogenannten Installationsmomenten herangezogen wie weiter unten noch detailliert beschrieben wird.The detected forces acting between the external load 2 and the aircraft 1 act, are either already used during the test flight or after completion of the test flight on the ground as a basis for the calculation of so-called installation moments as will be described in detail below.

Unter Installationsmoment versteht man das rechnerische Moment, das sich durch Berechnung aus den Kräften ergibt, die im angebauten Zustand der Außenlast von den Kraftsensoren erfasst worden sind, wobei als jeweilige Momentenachse eine durch den Masseschwerpunkt der Außenlast gehende Momentenachse zugrunde gelegt wird.Installation torque is the calculated moment which results from calculation from the forces which have been detected by the force sensors in the mounted state of the external load, whereby the respective moment axis is based on a torque axis passing through the center of mass of the external load.

Eine Trennung der Außenlast 2 vom Luftfahrzeug 1 ist dann zulässig, wenn die unmittelbar nach der Trennung auf die Außenlast 2 einwirkenden Momente, also faktisch die Installationsmomente, bewirken, dass die Nase 21 der Außenlast 2 zuverlässig vom Luftfahrzeug 1 nach unten weg gedreht wird, insgesamt die Außenlast 2 sich nicht dem Luftfahrzeug 1 annähert und dann die anschließend einsetzende Fluglageregelung die Außenlast in eine stabile Fluglage bringt.A separation of the external load 2 from the aircraft 1 is then allowed if the immediately after the separation on the external load 2 Acting moments, in fact the installation moments, cause the nose 21 the external load 2 reliable from the aircraft 1 turned down, the overall external load 2 not the aircraft 1 approaches and then the subsequent incursion attitude control brings the external load in a stable attitude.

Für die in den 1 bis 4 gezeigte, an der Unterseite der linken Tragfläche 10 des Luftfahrzeugs 1 angebrachte Außenlast 2 bedeutet dies, dass das Nick-Installationsmoment, also das Moment um die Nickachse y negativ sein muss, also die Nase 21 der Außenlast 2 nach unten wegdreht, damit die abgekoppelte Außenlast nicht mit der Tragfläche 10 kollidiert. Für das Gier-Installationsmoment, also das Moment um die Gierachse z, bedeutet dies im gezeigten Beispiel, dass die Nase 21 der Außenlast 2 vom Rumpf 11 des Luftfahrzeugs 1 weg nach außen schwenken muss, damit die abgekoppelte Außenlast 2 nicht mit dem Rumpf 12 kollidiert.For those in the 1 to 4 shown, at the bottom of the left wing 10 of the aircraft 1 attached external load 2 This means that the nick installation moment, ie the moment about the pitch axis y, must be negative, that is the nose 21 the external load 2 turns away downwards so that the decoupled external load does not interfere with the wing 10 collided. For the yaw installation moment, ie the moment about the yaw axis z, this means in the example shown that the nose 21 the external load 2 from the hull 11 of the aircraft 1 must swing away to the outside, so that the decoupled external load 2 not with the hull 12 collided.

Die zulässigen Roll- und Gier-Installationsmomente hängen von der individuellen Gestalt der Außenlast 2 ab. Ist die Gestalt der Außenlast 2 derart, dass das Gier-Installationsmoment und die dadurch nach Abkoppelung der Außenlast 2 hervorgerufene Gierbewegung der Außenlast zusätzliche Rollmomente, also Momente um die Längsachse x induziert, so sind auch diese zusätzlichen induzierten Momente bei einer Bewegungsvorhersage der abgekoppelten Außenlast zu berücksichtigen.The permissible roll and yaw installation torques depend on the individual shape of the external load 2 from. Is the shape of the external load 2 such that the yaw installation moment and thereby after decoupling the external load 2 caused yawing movement of the external load additional rolling moments, ie moments induced about the longitudinal axis x, so these additional induced moments in a movement prediction of decoupled external load are taken into account.

Da die auf die Außenlast 2 einwirkenden Momente für die unterschiedlichen Flugzustände berechnet werden, in denen die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirkenden Kräfte mittels der Kraftsensoren erfasst worden sind, lassen sich mit den vorstehend beschriebenen Kriterien für über die Zulässigkeit der auf die abgekoppelte Außenlast 2 einwirkenden Momente jene Flugzustände bestimmen, bei denen ein Abwerfen der Außenlast 2 unkritisch ist, also keine Gefahr für das Luftfahrzeug 1 oder für die Außenlast 2 besteht. Es werden auf diese Weise die für ein Abwerfen der Außenlast 2 zulässigen Flugzustände auf der Basis der vorher berechneten Momente bestimmt.Because the on the outside load 2 acting moments are calculated for the different flight conditions in which the between the external load 2 and the aircraft 1 acting forces have been detected by means of the force sensors, can be with the criteria described above for the permissibility of the decoupled external load 2 acting moments determine those flight conditions where a drop in the external load 2 is not critical, so no danger to the aircraft 1 or for the external load 2 consists. It will be in this way for a drop of the external load 2 permissible flight conditions determined on the basis of the previously calculated moments.

Diese zulässigen Flugzustände lassen sich in Abhängigkeit von den Flugparametern, beispielsweise der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, den Beschleunigungen, den Lagewinkel und des Anstellwinkels und Schiebewinkels der Anordnung aus Luftfahrzeug 1 und Außenlast 2 darstellen, wobei sich aus dieser Darstellung, beispielsweise einer tabellarischen oder einer anderen graphischen Darstellung, eine Hüllkurve, die so genannte Release Enveloppe, ergibt, die die Grenze zwischen den für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen und den für ein Abwerfen der Außenlast nicht erlaubten Flugzuständen bildet. Diese Release Enveloppe kann dann die Basis für eine entsprechende Entscheidungssoftware bilden, die beispielsweise in einem Bordrechner des Luftfahrzeugs die Funktion zum Abwerfen der Außenlast freigibt oder sperrt.These permissible flight conditions depend on the flight parameters, such as the equivalent airspeed, the accelerations, the attitude angle and the angle of attack and angle of the aircraft arrangement 1 and external load 2 represent this representation, for example, a tabular or other graphical representation, an envelope, the so-called release envelope, which gives the boundary between the permissible for a drop in the external load flight conditions and the flight conditions not allowed for dropping the external load forms. This release envelope can then form the basis for a corresponding decision-making software that, for example, enables or blocks the function for dropping the external load in an on-board computer of the aircraft.

Die mechanischen Zusammenhänge werden unter Bezugnahme auf 5 und 6 detailliert erläutert. In diesen Figuren sind auch die in den nachstehenden Formeln verwendeten geometrischen Größen angegeben.The mechanical relationships are explained with reference to 5 and 6 explained in detail. These figures also indicate the geometric quantities used in the formulas below.

Im gezeigten Beispiel der Erfindung kann von folgenden, die Grundlast, also die Gewichtskraft, der linksseitigen Außenlast überlagernden Kraftwirkungen in den instrumentierten, also mit Kraftsensoren versehenen, Halterungen 30, 31 und Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5 ausgegangen werden: In the example of the invention shown, the following can be applied to the basic load, ie the weight, of the left-hand external load superimposed force effects in the instrumented, that is provided with force sensors, brackets 30 . 31 and support devices 4 . 5 . 4 ' . 5 to be assumed:

Bei einer negativen vertikalen Last Pz (in Z-Richtung), bewirkt durch die Außenlast-Gewichtskraft FG und den Auftrieb L der Außenlast, entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
  • – die vorderen Abstützeinrichtungen 4, 4' und die hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5' sind drucklos.
With a negative vertical load P z (in the Z direction), caused by the external load weight F G and the lift L of the external load, the following force effects arise:
  • - Traction in the front bracket 30 and in the rear bracket 31
  • - the front support devices 4 . 4 ' and the rear support devices 5 . 5 ' are depressurized.

Bei einer positiven longitudinalen Last Px (in X-Richtung), bewirkt durch die auf die Außenlast einwirkende Luftwiderstandskraft D, entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in Z-Richtung in der vorderen Halterung 30
  • – longitudinale Zugkraft in X-Richtung in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
  • – Druckkraft in den hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5'.
With a positive longitudinal load P x (in the X direction), caused by the air resistance force D acting on the external load, the following force effects occur:
  • - Pulling force in Z direction in the front bracket 30
  • - Longitudinal tensile force in the X direction in the front bracket 30 and in the rear bracket 31
  • - Pressure in the rear support devices 5 . 5 ' ,

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die y-Achse, also bei einem positiven Nick-Installationsmoment My (Nase 21 dreht nach oben), entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der hinteren Halterung 31
  • – Druckkraft in den vorderen Abstützeinrichtungen 4, 4'.
With a share of the aerodynamic moment M about the y-axis, ie with a positive pitch installation moment M y (nose 21 turns upwards), the following force effects arise:
  • - Traction in the rear bracket 31
  • - Pressure in the front support devices 4 . 4 ' ,

Bei einem negativen Nick-Installationsmoment My (Nase 21 dreht nach unten) entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30
  • – Druckkraft in den hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5'.
At a negative pitch installation moment M y (nose 21 turns down) the following force effects arise:
  • - Traction in the front bracket 30
  • - Pressure in the rear support devices 5 . 5 ' ,

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die z-Achse, also bei einem positiven Gier-Installationsmoment Mz (Nase 21 dreht nach links), entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
  • – Druckkraft in der vorderen, linken Abstützeinrichtung 4 und in der hinteren, rechten Abstützeinrichtung 5'.
At a portion of the aerodynamic moment M about the z-axis, ie at a positive yaw installation moment M z (nose 21 turns to the left), the following force effects arise:
  • - Traction in the front bracket 30 and in the rear bracket 31
  • - Pressure in the front, left support 4 and in the rear, right support device 5 ' ,

Bei einem negativen Gier-Installationsmoment Mz (Nase 21 dreht nach rechts) entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31,
  • – Druckkraft in der vorderen, rechten Abstützeinrichtung 4' und in der hinteren, linken Abstützeinrichtung 5.
At a negative yaw installation moment M z (nose 21 turns to the right) the following force effects arise:
  • - Traction in the front bracket 30 and in the rear bracket 31 .
  • - Pressure in the front, right support device 4 ' and in the rear, left support 5 ,

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die x-Achse, also bei einem positiven Roll-Installationsmoment Mx (die Außenlast dreht in Blickrichtung nach vorne gegen den Uhrzeigersinn), entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung
  • – Druckkraft in den beiden rechten Abstützeinrichtungen 4', 5'.
With a share of the aerodynamic moment M about the x-axis, that is to say with a positive roll installation moment M x (the outside load rotates in a forward direction counterclockwise), the following force effects arise:
  • - Traction in the front bracket 30 and in the rear bracket
  • - Pressure force in the two right support devices 4 ' . 5 ' ,

Bei einem Roll-Installationsmoment Mx (die Außenlast dreht in Blickrichtung nach vorne im Uhrzeigersinn) entstehen folgende Kraftwirkungen:

  • – Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
  • – Druckkraft in den beiden linken Abstützeinrichtungen 4, 5.
In the case of a roll installation moment M x (the outside load turns clockwise in the direction of the front view), the following force effects occur:
  • - Traction in the front bracket 30 and in the rear bracket 31
  • - Pressure in the two left support devices 4 . 5 ,

Das bedeutet, dass an der überwiegend einseitigen Druckbelastung der Abstützeinrichtungen (links oder rechts) ein Roll-Installationsmoment erkennbar ist.This means that at the predominantly one-sided pressure load of the support devices (left or right) a roll-installation torque is recognizable.

Typischerweise stellt sich bei Flugzuständen mit großem dynamischen Druck, wie sie bei einem Flug mit hoher Machzahl und hoher Luftdichte bzw. niedriger Höhe auftreten, mit geringen Anstellwinkeln und signifikantem Schiebewinkel und damit weit vor dem Außenlastschwerpunkt angreifender resultierender aerodynamischer Kraft R bei geradlinigem Flug mit konstanter Geschwindigkeit und keinen inertialen Belastungen folgende Lastsituation ein:

  • Gewichtskraft FG, Auftriebskraft L, Luftwiderstandskraft D
  • – großes negatives Nick-Installationsmoment My; (die Nase 21 will nach unten drehen)
  • – relevantes positives Gier-Installationsmoment Mz (die Nase will vom Luftfahrzeugrumpf weg drehen)
  • – geringes Roll-Installationsmoment Mx (durch den Hebelarm L5 von Lfy, und Lay. zum Außenlastschwerpunkt induziert, meist im Uhrzeigersinn drehend, Außenlast-Nase zum Luftfahrzeug-Rumpf).
Typically, in high dynamic pressure flight conditions, such as those encountered in high Mach number, high air density and low altitude flight, low pitch angles and significant thrust angles, and resultant aerodynamic force R acting far in front of the outer load center of gravity, in steady-state, constant velocity flight and no inertial loads following load situation:
  • Weight F G , buoyancy L, air resistance D
  • Large negative pitch installation moment M y ; (the nose 21 want to turn down)
  • - relevant positive yaw installation moment M z (the nose wants to turn away from the aircraft fuselage)
  • Low roll-installation torque M x (induced by the lever arm L 5 of L fy and L ay to the center of external load, usually rotating in a clockwise direction, outer load nose to the aircraft fuselage).

Dieselben Betrachtungen für Flugzustände mit niedrigem dynamischen Druck (kleine Machzahl und geringe Luftdichte bzw. größe Höhe) und großen Anstellwinkeln ergibt folgende Lastsituation:

  • – Gewichtskraft FG, geringere Auftriebskraft L, geringere Luftwiderstandskraft D
  • – relevantes positives Nick-Installationsmoment My (die Nase 21 will nach oben drehen)
  • – kaum Gier-Installationsmoment Mz
  • – kaum Roll-Installationsmoment Mx
The same considerations for flight conditions with low dynamic pressure (small Mach number and low air density or height) and large angles of attack results in the following load situation:
  • - Weight F G , lower buoyancy L, lower air resistance D
  • - relevant positive pitch installation moment M y (the nose 21 want to turn up)
  • - hardly yaw installation moment M z
  • - hardly roll installation torque M x

Die von den Kraftsensoren gemessenen Zug- und Druckkräfte werden entweder bereits während des Testflugs ausgewertet oder gespeichert und nach Beendigung des Testflugs am Boden ausgewertet und als Grundlage für die Berechnung von sogenannten Installationsmomenten herangezogen.The measured by the force sensors tensile and compressive forces are either already evaluated or stored during the test flight and evaluated after completion of the test flight on the ground and used as a basis for the calculation of so-called installation moments.

Die Kraftsensoren, beispielsweise Dehnungsmessstreifen (DMS), der vorderen und hinteren Halterungen 30, 31 liefern DMS-Messwerte in X-, Y- und Z-Richtung, die bei korrekter Kalibierung oder Eichung der Kraftsensoren in die Kräfte Lfx, Lfy, Lfz, Lax, Lay, Laz umgerechnet werden können. Die laterale Scherkraft Py wird vernachlässigt, so dass sich die aus der eingangs genannten Nichtpatentliteratur „Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store”, Kapitel 4.7 „Generalized Reaction Equations at the SRI” bekannten Gleichungen folgendermaßen anwenden lassen:
Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:

Figure DE102012015491B4_0002
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
The force sensors, such as strain gauges (DMS), the front and rear brackets 30 . 31 provide strain gauge readings in the X, Y and Z directions, which can be converted to the forces L fx , L fy , L fz , L ax , L ay , L az if the force sensors are correctly calibrated or calibrated. The lateral shear force P y is neglected, so that the equations known from the non-patent literature "Dynamic Model of the Interface Reactions in Aircraft Bomb Rack due to an external store", chapter 4.7 "Generalized Reaction Equations at SRI" mentioned in the introduction apply as follows to let:
Longitudinal reaction force in the X-axis direction in the front bracket:
Figure DE102012015491B4_0002
With
P x
= Air resistance D

Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:

Figure DE102012015491B4_0003
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Longitudinal reaction force in the X-axis direction in the rear bracket:
Figure DE102012015491B4_0003
With
P x
= Air resistance D

Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:

Figure DE102012015491B4_0004
mit

Mx
= Roll-Installationsmoment und
Mz
= Gier-Installationsmoment
Lateral reaction force in the Y-axis direction in the front bracket:
Figure DE102012015491B4_0004
With
M x
= Roll installation moment and
M z
= Yaw installation moment

Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:

Figure DE102012015491B4_0005
mit

Mx
= Roll-Installationsmoment und
Mz
= Gier-Installationsmoment
Lateral reaction force in the Y-axis direction in the rear bracket:
Figure DE102012015491B4_0005
With
M x
= Roll installation moment and
M z
= Yaw installation moment

Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:

Figure DE102012015491B4_0006
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/2
Lfz preload
= Gewichtskraft/2
Z-axis reaction force in the front bracket:
Figure DE102012015491B4_0006
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 2
L fz preload
= Weight / 2

Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:

Figure DE102012015491B4_0007
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/2
Laz preload
= Gewichtskraft/2
Z-axis reaction force in the rear bracket:
Figure DE102012015491B4_0007
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 2
L az preload
= Weight / 2

Aus Gleichung (1) und (2) läßt sich die Kraft Px berechnen, wobei ohne experimentielle Daten zunächst von einer gleichmäßigen Aufnahme der Luftwiderstandskraft D durch die Halterungen ausgegangen wird, dasselbe gilt für Verteilung von FG und L auf die Halterungen (siehe unten).From Equation (1) and (2), the force P x can be calculated, assuming, without experimental data, a uniform recording of the air resistance D by the brackets, the same applies to the distribution of F G and L on the brackets (see below) ).

Das Gier-Installationsmoment Mz und Roll-Installationsmoment Mx sind mit den Gleichungen (3) und (4) berechenbar (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte).The yaw installation moment M z and roll installation moment M x are calculable with equations (3) and (4) (two equations and two unknowns).

Für die Gleichungen (5) und (6) wird die Gewichtskraft FG der Außenlast anteilig für die vordere und die hintere Halterung angesetzt, Px aus (1) und (2) und Mz und Mx aus (3) und (4) werden verwendet, so dass das Nick-Installationsmoment My und die Auftriebskraft Pz bzw. L/2 (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte) berechnet werden können.For the equations (5) and (6), the external load weight F G is set proportionally to the front and rear brackets, P x of (1) and (2) and M z and M x of (3) and (4) ) are used so that the pitch installation moment M y and the lift force P z and L / 2 (two equations and two unknowns) can be calculated.

Somit können die für die gestellte Aufgabe relevanten aerodynamischen Lasten, nämlich das Nick-Installationsmoment My, das Gier-Installationsmoment Mz sowie das Roll-Installationsmoment Mx, die unmittelbar vor dem Trennvorgang der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast wirken, im Rahmen von Integrationstragflügen durch Kraftmessungen an den Halterungen in longitudinaler (X), lateraler (Y) und vertikaler (Z) Richtung ermittelt werden.Thus, for the task set relevant aerodynamic loads, namely the pitch installation moment M y , the yaw installation moment M z and the roll installation torque M x , which act immediately before the separation process of the external load from the aircraft to the external load, in the context of Integration support flights by force measurements on the brackets in the longitudinal (X), lateral (Y) and vertical (Z) direction are determined.

Das Nick-Installationsmoment My ist zudem grob abschätzbar mittels: My = Lf,z,·L1 + Laz,·L2. The pitching installation moment M y is also roughly estimable by means of: M y = L f, z, · L 1 + L az , · L 2 .

Ein Nase-nach-unten-Nick-Installationsmoment ist an der wesentlich stärkeren, Zugbelastung der vorderen Halterung in Z-Achsenrichtung im Vergleich zur hinteren Halterung erkennbar.A nose-down pitch installation moment is evident from the much greater tensile loading of the front bracket in the Z-axis direction compared to the rear bracket.

Das Gier-Installationsmoment Mz ist außerdem grob abschätzbar mittels: Mz = Ff,y·L1 + Fay·L2 The yaw installation moment M z is also roughly estimable by: M z = F f, y · L 1 + F ay · L 2

Die Richtung des Gier-Installationsmoment Mz ist jeweils an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an der vorderen bzw. hinteren Halterung erkennbar.The direction of the yaw installation moment M z is respectively recognizable in the direction of the lateral force action (Y-axis direction) on the front and rear brackets.

Das Roll-Installationsmoment Mx ist zusätzlich grob abschätzbar mittels: Mx = Ff,y·L5 + Fay·L5 The roll installation moment M x is additionally roughly estimable by means of: M x = F f, y · L 5 + F ay · L 5

Die Richtung des Roll-Installationsmoment Mx ist ebenso an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an den Halterungen erkennbar.The direction of the roll installation torque M x is also recognizable in the direction of the lateral force action (in the Y-axis direction) on the brackets.

Diese aufgrund der erfassten Reaktionskräfte abgeschätzten bzw. berechneten Installationsmomente wirken unmittelbar im Moment des Abkoppelns der Außenlast 2 vom Luftfahrzeug 1 auf die abgekoppelte Außenlast ein und bestimmen deren Bewegungsverhalten unmittelbar nach der Trennung vom Luftfahrzeug.These installation moments, estimated or calculated on the basis of the detected reaction forces, act directly at the moment when the external load is uncoupled 2 from the aircraft 1 on the decoupled external load and determine their movement behavior immediately after separation from the aircraft.

Somit sind die für die Parameterisierung der Außenlast-Abgangsregelung interessierenden Installationsmomente Mz, My, Mz mittels Kraftmessungen (zum Beispiel Dehnungsmessungen) allein an den beiden Halterungen 30, 31 der Außenlast 2 ermittelbar, weswegen auf die Ausstattung der vier Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' mit Kraftsensoren auch verzichtet werden könnte. Da die Abstützelemente 40, 50, 40', 50' der Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' baumäßig zum Luftfahrzeug 1 gehören, ist dieser Umstand für den Außenlast-Hersteller ein Vorteil, denn die Halterungen 30, 31 sind Teil der Außenlast, 2 so dass dadurch eine weitere Abhängigkeit des Außenlast-Herstellers vom Luftfahrzeug-Hersteller entfällt.Thus, the installation moments M z , M y , M z , which are of interest for the parameterization of the external load shut-off control, are based on force measurements (for example strain measurements) on the two brackets alone 30 . 31 the external load 2 ascertainable, therefore, on the equipment of the four support devices 4 . 5 . 4 ' . 5 ' could also be dispensed with force sensors. As the support elements 40 . 50 . 40 ' . 50 ' the support devices 4 . 5 . 4 ' . 5 ' moderate to the aircraft 1 This circumstance is an advantage for the outside load manufacturer, because the brackets 30 . 31 are part of the external load, 2 thus eliminating further dependency of the outside load manufacturer on the aircraft manufacturer.

Da aber die von den Abstützelementen 40, 50, 40', 50' auf die Außenlast 2 einwirkenden Kräfte auch über die zumindest mit den Kraftsensoren 41, 51, 41', 51' ausgestatteten und an der Außenlast 2 vorgesehenen Aufnahmeelemente 42, 52, 42', 52' ermittelt werden können, werden die an den vier Aufnahmeelementen 42, 52, 42', 52' messbaren, summarischen Druckkräfte (siehe die Nichtpatentliteratur „Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store”, Kapitel 4.7 „Generalized Reaction Equations at the SRI”) nachstehend angeführt unter der Annahme, dass die Abstützelemente 40, 50, 40', 50' ohne Druckvorspannung sind:But because of the support elements 40 . 50 . 40 ' . 50 ' on the external load 2 acting forces also over the at least with the force sensors 41 . 51 . 41 ' . 51 ' equipped and at the outside load 2 provided receiving elements 42 . 52 . 42 ' . 52 ' can be determined, the at the four recording elements 42 . 52 . 42 ' . 52 ' measurable, summary pressure forces (see the non-patent literature "Dynamic Model of the Interface Reactions in Aircraft Bomb Rack due to an external store", Chapter 4.7 "Generalized Reaction Equations at the SRI") below, assuming that the support elements 40 . 50 . 40 ' . 50 ' without compression preload are:

Druck-Reaktionskraft im vorderen linken Aufnahmeelement 42:

Figure DE102012015491B4_0008
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/4
Pressure reaction force in the front left receiving element 42 :
Figure DE102012015491B4_0008
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 4

Druck-Reaktionskraft im vorderen rechten Aufnahmeelement 42':

Figure DE102012015491B4_0009
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/4
Pressure reaction force in the front right receiving element 42 ' :
Figure DE102012015491B4_0009
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 4

Druck-Reaktionskraft im hinteren linken Aufnahmeelement 52:

Figure DE102012015491B4_0010
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/4
Pressure reaction force in the rear left receiving element 52 :
Figure DE102012015491B4_0010
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 4

Druck-Reaktionskraft im hinteren rechten Aufnahmeelement 52':

Figure DE102012015491B4_0011
mit

Px
= Luftwiderstandskraft D
Mx
= Roll-Installationsmoment
My
= Nick-Installationsmoment
Mz
= Gier-Installationsmoment
Pz
= Auftrieb L/4
Pressure reaction force in the rear right receiving element 52 ' :
Figure DE102012015491B4_0011
With
P x
= Air resistance D
M x
= Roll installation moment
M y
= Nick installation torque
M z
= Yaw installation moment
P z
= Lift L / 4

Setzt man die oben aus den Messwerten der Halterungen berechneten Werte für die Variablen Px, Pz, Mx, My und Mz in die obigen Formeln ein, so lassen sich die Werte für die Variablen Sf,l, Sf,r, Sa,r, und Sa,r berechnen. Ein Vergleich mit den an den Aufnahmeelementen gemessenen Druckkräften zeigt dann, ob die mittels der Messungen an den Halterungen berechneten Installationsmomente Mx, My, Mz plausibel sind.Substituting the values for the variables P x , P z , M x , M y and M z calculated above from the measured values of the holders into the above formulas, the values for the variables S f, l , S f, r , S a, r , and S a, r calculate. A comparison with the pressure forces measured on the receiving elements then shows whether the installation moments M x , M y , M z calculated by means of the measurements on the holders are plausible.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Luftfahrzeugaircraft
22
Außenlastexternal load
33
Halterungsvorrichtungmounting device
44
Abstützeinrichtung vorne linksSupporting device front left
4'4 '
Absützeinrichtung vorne rechtsSupporting device, front right
55
Abstützeinrichtung hinten linksSupporting device rear left
5'5 '
Absützeinrichtung hinten rechtsSupporting device on the right rear
1010
Tragflächewing
1111
Rumpfhull
1212
vordere Gegenhalterungfront counter bracket
1414
hintere Gegenhalterungrear counter bracket
2020
Rumpfhull
2222
linkes Ruderleft rudder
22'22 '
rechtes Ruderright rudder
3030
vordere Halterungfront bracket
3131
hintere Halterungrear bracket
3232
Kraftsensorforce sensor
3333
Hochachsen-KraftsensorHigh axis force sensor
3434
Kraftsensorforce sensor
3535
Längsachsen-KraftsensorLong-axis force sensor
3636
Kraftsensorforce sensor
3737
Querachsen-KraftsensorCross-axis force sensor
4040
Abstützelement vorne linksSupport element front left
40'40 '
Abstützelement vorne rechtsSupport element front right
4141
Kraftsensor von 42 Force sensor of 42
41'41 '
Kraftsensor von 42' Force sensor of 42 '
4242
Aufnahmeeinrichtung vorne linksRecording device front left
42'42 '
Aufnahmeeinrichtung vorne rechtsRecording device front right
5050
Abstützelement hinten linksSupport element rear left
50'50 '
Abstützelement hinten rechtsSupport element rear right
5151
Kraftsensor von 52 Force sensor of 52
51'51 '
Kraftsensor von 52' Force sensor of 52 '
5252
Aufnahmeeinrichtung hinten linksReceptacle rear left
52'52 '
Aufnahmeeinrichtung hinten rechtsReceptacle rear right
SL S L
Schwerpunkt des LuftfahrzeugsFocus of the aircraft
S'A S ' A
dynamischer Schwerpunkt der Außenlastdynamic center of gravity of the external load
xx
Außenlast-RollachseExternal load roll axis
XX
Luftfahrzeug-LängsachseAircraft longitudinal axis
yy
Außenlast-NickachseExternal load-pitch axis
YY
Luftfahrzeug-QuerachseAircraft transverse axis
zz
Außenlast-GierachseExternal load yaw axis
ZZ
Luftfahrzeug-HochachseAircraft vertical axis

Claims (9)

Anordnung aus einem Luftfahrzeug (1) und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast (2), insbesondere einem unbemannten Flugkörper, mit einer Halterungsvorrichtung (3) zur Halterung der Außenlast (2) am Luftfahrzeug (1), wobei die Halterungsvorrichtung (3) mit Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) versehen ist, um die auf die Halterungsvorrichtung (3) in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen, und wobei die Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) mit zumindest einer Speichereinrichtung und/oder Rechnereinrichtung der Außenlast (2) und/oder des Luftfahrzeugs (1) zur Datenübertragung verbunden sind dadurch gekennzeichnet, – dass am Luftfahrzeug (1) Abstützelemente (40, 40', 50, 50') zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast (2) vorgesehen sind, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente (42, 42', 52, 52') der Außenlast (2) einwirken, und – dass die Abstützelemente (40, 40', 50, 50') und/oder die Aufnahmeelemente (42, 42', 52, 52') mit weiteren Kraftsensoren (41, 41', 51, 51') versehen sind, die ebenfalls mit der Speicherrichtung und/oder der Rechnereinrichtung zur Datenübertragung verbunden sind.Arrangement from an aircraft ( 1 ) and a disposable aircraft external load ( 2 ), in particular an unmanned missile, with a holding device ( 3 ) for supporting the external load ( 2 ) on the aircraft ( 1 ), wherein the mounting device ( 3 ) with force sensors ( 32 . 33 . 34 . 35 . 36 . 37 ) is provided to the on the mounting device ( 3 ) in at least one direction to determine forces, and wherein the force sensors ( 32 . 33 . 34 . 35 . 36 . 37 ) with at least one memory device and / or computer device of the external load ( 2 ) and / or the aircraft ( 1 ) for data transmission are characterized in that - that on the aircraft ( 1 ) Supporting elements ( 40 . 40 ' . 50 . 50 ' ) for lateral stabilization of the external load ( 2 ) provided on associated receiving elements ( 42 . 42 ' . 52 . 52 ' ) the external load ( 2 ), and - that the supporting elements ( 40 . 40 ' . 50 . 50 ' ) and / or the receiving elements ( 42 . 42 ' . 52 . 52 ' ) with further force sensors ( 41 . 41 ' . 51 . 51 ' ) are provided, which are also connected to the memory direction and / or the computer device for data transmission. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Halterungsvorrichtung (3) mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse (Z) verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor (32, 33) versehen ist.Arrangement according to claim 1, characterized in that the mounting device ( 3 ) with at least one parallel to the aircraft vertical axis (Z) extending forces detecting force sensor ( 32 . 33 ) is provided. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Halterungsvorrichtung (3) mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse (X) verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor (34, 35) und/oder mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Querachse (Y) verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor (36, 37) versehen ist.Arrangement according to claim 2, characterized in that the mounting device ( 3 ) with at least one parallel to the aircraft longitudinal axis (X) extending forces detecting force sensor ( 34 . 35 ) and / or with at least one parallel to the aircraft transverse axis (Y) extending forces detecting force sensor ( 36 . 37 ) is provided. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Halterungsvorrichtung (3) zumindest eine in Luftfahrzeug-Längsrichtung vordere Halterung (30) und zumindest eine in Luftfahrzeug-Längsrichtung hintere Halterung (31) aufweist, die jeweils mit zumindest einem der Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) versehen sind.Arrangement according to one of the preceding claims, characterized in that the mounting device ( 3 ) at least one in the aircraft longitudinal direction front bracket ( 30 ) and at least one in the aircraft longitudinal direction rear bracket ( 31 ), each with at least one of the force sensors ( 32 . 33 . 34 . 35 . 36 . 37 ) are provided. Anordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Halterungen (30, 31) außenlastseitig befestigt sind und zur Koppelung mit luftfahrzeugseitigen Gegenhalterungen (12, 14) ausgebildet sind.Arrangement according to claim 4, characterized in that the holders ( 30 . 31 ) are fastened on the outside load side and for coupling with the aircraft-side counter supports ( 12 . 14 ) are formed. Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die weiteren Kraftsensoren (41, 41', 51, 51') in oder an den Aufnahmeelementen (42, 42', 52, 52') der Außenlast vorgesehen sind.Arrangement according to one of the preceding claims, characterized in that the further force sensors ( 41 . 41 ' . 51 . 51 ' ) in or on the receiving elements ( 42 . 42 ' . 52 . 52 ' ) of the external load are provided. Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast (2) von einem Luftfahrzeug (1) zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast mit einer Anordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Testflüge mit unterschiedlichen Ruderwinkeln (β) von an der Außenlast (2) vorgesehenen verstellbaren Rudern (22) durchgeführt werden, gekennzeichnet durch die Schritte: a) Durchführen von Testflügen mit unterschiedlichen Flugzuständen und Erfassen von Flugzustandsdaten, insbesondere der Position, der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, der Beschleunigungen, der Lagewinkel, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels; b) Erfassen von zwischen der Außenlast (2) und dem Luftfahrzeug (1) wirkenden Kräften mittels der Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37, 41, 41', 51, 51'), c) Speichern der in Schritt b) ermittelten Kräfte sowie der diesen Kräften zugeordneten, im Schritt a) erfassten Flugzustandsdaten in der Speichereinrichtung; d) Berechnen der auf die Außenlast (2) in den unterschiedlichen Flugzuständen einwirkenden Momente zumindest um die Nickachse (y) und um die Gierachse (z) der Außenlast (2); e1) Bestimmen von für ein Abwerfen der Außenlast (2) zulässigen Flugzuständen und Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast auf der Basis der in Schritt d) berechneten Momente und e2) Bestimmen der Rudervoreinstellungen für die an der Außenlast vorgesehenen Ruder (22), die den auf die Außenlast (2) einwirkenden Momenten entgegenwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung erzeugen, wobei die Schritte b) bis e) für unterschiedliche Ruderwinkel (β) durchgeführt werden, und f) Erstellen eines mehrdimensionalen Datengebildes von für ein Abwerfen einer Außenlast zulässigen Flugzuständen unter Berücksichtigung der unterschiedlichen Ruderwinkel (β).Method for determining the release of an external load ( 2 ) from an aircraft ( 1 permissible flight conditions and outbound load control parameters with an arrangement according to any one of the preceding claims, wherein the test flights have different rudder angles (β) from the outside load ( 2 ) provided adjustable oars ( 22 ), characterized by the steps: a) performing test flights with different flight conditions and acquisition of flight condition data, in particular the position, the equivalent airspeed, the accelerations, the attitude angle, the angle of attack and the sliding angle; b) detecting between the external load ( 2 ) and the aircraft ( 1 ) acting forces by means of the force sensors ( 32 . 33 . 34 . 35 . 36 . 37 . 41 . 41 ' . 51 . 51 ' c) storing the forces ascertained in step b) and the flight condition data assigned to these forces and recorded in step a) in the memory device; d) calculating the external load ( 2 ) in the different flight conditions acting moments at least about the pitch axis (y) and about the yaw axis (z) of the external load ( 2 ); e1) determining for a drop of the external load ( 2 ) permissible flight conditions and outbound control parameters for the external load on the basis of the moments calculated in step d) and e2) determining the rudder default settings for the rudders provided on the external load ( 22 ), which affect the external load ( 2 ) counteract acting moments or generate a predetermined torque effect, wherein the steps b) to e) are carried out for different rudder angles (β), and f) creating a multidimensional data structure of flight conditions permissible for a discharge of an external load taking into account the different rudder angles (β) , Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass im Schritt d) auch die Momente um die Rollachse (x) der Außenlast (2) berechnet werden.A method according to claim 7, characterized in that in step d), the moments about the roll axis (x) of the external load ( 2 ) be calculated. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass im Schritt d) zusätzlich auch die durch das Giermoment induzierten Momente um die Rollachse (x) der Außenlast (2) berechnet werden.A method according to claim 8, characterized in that in step d) additionally induced by the yaw moment moments about the roll axis (x) of the external load ( 2 ) be calculated.
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