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Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1. Die Erfindung betrifft auch ein Flugzeug mit diesem Flugkörper sowie ein Verfahren zum Abwerfen eines oder des Flugkörpers aus einem oder dem Flugzeug.
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Flugkörper werden in Bezug auf die Flugrichtung oftmals über Ruder gesteuert. Dabei werden die Ruder so angesteuert, dass der Flugkörper die angeforderte Flugrichtung einnimmt und schnell zu einem angegebenen Ziel fliegen kann.
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Die Druckschrift
US 3,355,130 , die wohl den nächstkommenden Stand der Technik bildet, offenbart einen Lenkflugkörper mit vier Rudern, wobei der Lenkflugkörper von der Aktorik so aufgebaut ist, dass ein so genannter „squeeze mode“ vermieden werden kann, bei dem zwei Paare aus jeweils gegenüberliegend angeordneten Rudern so angesteuert werden, dass das eine Paar ein Rollmoment in eine Richtung und das andere Paar ein Rollmoment in die andere Richtung generiert.
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Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Flugkörper vorzuschlagen, welcher verbesserte Flugeigenschaften beim Abwurf aus einem Flugzeug aufweist.
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Diese Aufgabe wird durch einen Flugkörper mit den Merkmalen des Anspruchs 1, durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 10 sowie durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 11 gelöst. Bevorzugte oder vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen, der nachfolgenden Beschreibung sowie den beigefügten Figuren.
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Gegenstand der Erfindung ist ein Flugkörper, welcher insbesondere als ein unbemannter Flugkörper ausgebildet ist. Insbesondere ist der Flugkörper als ein Lenkflugkörper ausgebildet.
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Der Flugkörper weist eine Mehrzahl von Ruderorganen auf. Die Ruderorgane dienen insbesondere dazu, Drehmomente um die Querachse (englisch pitch), Längsachse (englisch roll), und Hochachse (englisch yaw) einzustellen, um den Flugkörper und/oder die Flugrichtung zu kontrollieren.
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Der Flugkörper weist eine Kontrolleinrichtung auf, wobei die Kontrolleinrichtung vorzugsweise als eine analoge und/oder digitale Datenverarbeitungseinrichtung ausgebildet ist. Beispielsweise ist die Kontrolleinrichtung als Mikrokontroller, FPGA, DSP etc. ausgebildet. Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere programmtechnisch und/oder schaltungstechnisch ausgebildet, die Ruderorgane einzustellen. Die Einstellung kann als Kontrolle, insbesondere als Steuerung oder Regelung, verstanden werden.
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Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere datentechnisch ausgebildet, in einem ersten Betriebszustand die Ruderorgane so einzustellen, dass der Flugkörper in eine Flugrichtung, insbesondere in eine Soll-Flugrichtung, gesteuert ist, wobei der Flugkörper einen Flugströmungswiderstand aufweist.
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Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere datentechnisch ausgebildet, in einem zweiten Betriebszustand die Ruderorgane so einzustellen, dass der Flugkörper in die gleiche Flugrichtung, insbesondere in die gleiche Soll-Flugrichtung, gesteuert ist und dabei einen Bremsströmungswiderstand aufweist.
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Es ist vorgesehen, dass - insbesondere bei angenommener gleicher Fluggeschwindigkeit - der Bremsströmungswiderstand größer als der Flugströmungswiderstand ausgebildet ist. Somit liegt der Unterschied zwischen dem ersten und dem zweiten Betriebszustand darin, dass die Ruderorgane zwar so eingestellt werden, dass die Änderung richtungsneutral ist, jedoch der Strömungswiderstand unterschiedlich ausgebildet ist, wobei der Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand in dem zweiten Betriebszustand größer als der Strömungswiderstand als Flugströmungswiderstand in dem ersten Betriebszustand ist. Der Strömungswiderstand bezieht sich insbesondere jeweils auf die gleiche Fluggeschwindigkeit.
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Im Rahmen der Erfindung wird vorgeschlagen, dass der erste Betriebszustand als ein Flugbetriebszustand und der zweite Betriebszustand als ein Abwurfbetriebszustand ausgebildet ist. Der Abwurfbetriebszustand wird insbesondere programmtechnisch und/oder datentechnisch aktiviert, wenn sich der Flugkörper in einer Abwurfphase befindet. Der Flugbetriebszustand liegt insbesondere nach der Abwurfphase des Flugkörpers in einer Flugphase vor.
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Es ist dabei eine Überlegung der Erfindung, dass durch den zweiten Betriebszustand der Flugkörper beim Abgang/Start vom Flugzeug aus stabilisiert wird und dadurch das Trennverhalten vom Flugzeug verbessert wird. Ein sicherer Abgang des Flugkörpers wird zumindest unterstützt bzw. überhaupt erst ermöglicht, durch das Abbremsen des Flugkörpers durch Erhöhung des Strömungswiderstands in dem Abwurfbetriebszustand im Vergleich zu dem Flugbetriebszustand. Der Abwurfbetriebszustand wirkt ähnlich wie ein Bremsfallschirm, das Flugzeug fliegt damit sozusagen am Flugkörper vorbei. Der Flugkörper kann damit schnell das Strömungsfeld des Flugzeugs verlassen. Insbesondere kleine Flugkörper mit geringen Gewicht können so aus dem Nahfeld des Flugzeugs heraus gebremst werden und vermeiden auf diese Weise eine Kollision mit dem Flugzeug.
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Bei einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist die Flugrichtung als eine Neutralflugrichtung und/oder als eine Geradeausflugrichtung ausgebildet. Insbesondere wird durch die Mehrzahl der Ruderorgane ein Gesamtnickmoment und ein Gesamtgiermoment des Flugkörpers in dem Flugbetriebszustand und/oder im Abwurfbetriebszustand auf Null gesetzt.
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Prinzipiell ist es möglich, dass in dem Abwurfbetriebszustand ein Rollmoment größer ausgebildet ist als in dem Flugbetriebszustand. Es ist jedoch bevorzugt, dass das Gesamtrollmoment (bei angenommener gleicher Fluggeschwindigkeit) bei den Betriebszuständen gleich groß ist und/oder auf Null gesetzt ist. Somit liegen bei den beiden Betriebszuständen das gleiche Gesamtgiermoment, Gesamtnickmoment und Gesamtrollmoment für den Flugkörper vor.
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Bei einer möglichen Ausgestaltung der Erfindung weist der Flugkörper mindestens ein erstes Paar Ruderorgane auf. Die Ruderorgane des ersten Paars sind gegenüberliegend an dem Flugkörper angeordnet. Es ist vorgesehen, dass die Ruderorgane des ersten Paars in dem Abwurfbetriebszustand gegensinnig angestellt sind. Auf diese Weise wird ein erstes Rollmoment und zugleich ein erhöhter Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erzeugt.
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Bei einer bevorzugten Weiterbildung der Erfindung weist der Flugkörper ein zweites Paar Ruderorgane auf. Die Ruderorgane des zweiten Paars sind gegenüberliegend an dem Flugkörper angeordnet. Vorzugsweise sind die Ruderorgane des ersten und des zweiten Paars in Umlaufrichtung um den Flugkörper regelmäßig verteilt. Es ist vorgesehen, dass die Ruderorgane des zweiten Paars in den Abwurfbetriebszustand gegensinnig angestellt sind. Auf diese Weise wird ein zweites Rollmoment und zugleich ein erhöhter Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erzeugt. Vorzugsweise ist das Gesamtrollmoment, welches aus dem ersten Rollmoment und dem zweiten Rollmoment gebildet wird, Null. Alternativ oder ergänzend sind das erste und das zweite Rollmoment gegensinnig so dass kein aerodynamisches Rollmoment erzeugt wird. Als weitere Alternative kann das Gesamtrollmoment in dem Abwurfbetriebszustand ungleich Null und zugleich gleich zu dem Gesamtrollmoment in dem Flugbetriebszustand in der Neutralflugrichtung oder der Geradeausflugrichtung sein.
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Bei einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung weist der Flugkörper einen Sprengsatz für den militärischen Einsatz auf. Es ist besonders bevorzugt, dass der Flugkörper eine Masse von weniger als 50 kg, vorzugsweise weniger als 40 kg und insbesondere weniger als 30 kg aufweist. Insbesondere handelt es sich um einen Leichttestflugkörper.
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Bei einer ersten Ausgestaltung ist der Flugkörper als ein antriebsloser Flugkörper ausgebildet. Insbesondere ist der Flugkörper als eine Gleitbombe realisiert. Alternativ hierzu weist der Flugkörper einen eigenen Antrieb auf.
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Ein weiterer Gegenstand der Erfindung betrifft ein Flugzeug, wobei das Flugzeug mindestens einen Flugkörper aufweist, wie dieser zuvor beschrieben wurde bzw. nach einem der vorhergehenden Ansprüche. Insbesondere kann das Flugzeug einen Abwurfzustand einnehmen, wobei der Flugkörper unmittelbar benachbart zu dem Flugzeug und/oder in dessen Strömungsfeld angeordnet ist und den Abwurfbetriebszustand einnimmt.
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Ein weiterer Gegenstand der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Abwerfen eines Flugkörpers aus einem Flugzeug, insbesondere aus einem Mutterflugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 11. Es ist vorgesehen, dass der Flugkörper eine Mehrzahl von Ruderorganen aufweist. Bevorzugt weist der Flugkörper einen Sprengsatz auf.
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Bei einer ersten Ausgestaltung des Verfahrens werden die Ruderorgane in einer Abwurfphase des Flugkörpers aus dem Flugzeug in einen Squeezemode gesetzt. Der Squeezemode zeichnet sich dadurch aus, dass außer einer Strömungswiderstandserhöhung keine aerodynamischen Gesamtgiermomente und Gesamtnickmomente erzeugt werden, der Flugkörper also die Flugrichtung, insbesondere die Geradeausflugrichtung einnimmt oder beibehält.
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Bei einer Alternative oder Weiterbildung des Verfahrens werden die Ruderorgane so eingestellt, dass der Flugkörper in eine Geradeausflugrichtung als Flugrichtung gesteuert ist und einen erhöhten Bremsströmungswiderstand aufweist.
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Bei einer weiteren Alternative oder Weiterbildung des Verfahrens ist der Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche bzw. wie diese zuvor beschrieben wurde ausgebildet, wobei der Abwurfbetriebszustand in der Abwurfphase aktiviert wird und besonders bevorzugt über einen Zeitraum von mindestens 1s eingestellt bleibt. Insbesondere ist der Abwurfbetriebszustand spätestens beim Abwurf aktiviert und bleibt durchgängig aktiviert mindestens bis der Flugkörper hinter dem Flugzeug ist.
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Es ist besonders bevorzugt, dass die Abwurfphase vorliegt, wenn sich der Flugkörper in dem Strömungsfeld des Flugzeugs befindet und/oder wenn der Flugkörper einen Abstand zu dem Flugzeug von weniger als 20 m, vorzugsweise weniger als 10 m einnimmt.
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Bei einer möglichen Ausgestaltung der Erfindung, ist der Squeezemode und/oder der Abwurfbetriebszustand bereits eingestellt, wenn der Flugkörper das Flugzeug verlässt. Alternativ hierzu verlässt der Flugkörper zunächst das Flugzeug und nachfolgend wird der Squeezemode und/oder der Abwurfbetriebszustand eingestellt, wenn sich der Flugkörper noch in der Abwurfphase befindet.
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Weitere Merkmale, Vorteile und Wirkung der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung sowie der beigefügten Figuren. Diese zeigen:
- 1 eine stark schematisierte Darstellung von einem Flugzeug bei dem Abwurf eines Flugkörpers als ein Ausführungsbeispiel der Erfindung;
- 2a, 2b eine stark schematisierte, dreidimensionale Darstellung eines Teilbereichs des Flugkörpers in einem Flugbetriebszustand und in einem Abwurfbetriebszustand.
- Die 1 zeigt in einer stark schematisierten Darstellung ein Flugzeug 1 mit einem Flugkörper 2, wobei der Flugkörper 2 in 3 unterschiedlichen Phasen TP, AP, FP dargestellt ist.
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Der Flugkörper 2 ist als ein Leichttestflugkörper und/oder mit einer Masse kleiner als 50 kg ausgebildet. Der Flugkörper 2 trägt einen Sprengsatz, insbesondere einen militärischen Sprengsatz zum Zerstören von insbesondere harten militärischen Zielen. Insbesondere ist der Flugkörper 2 als ein Lenkflugkörper ausgebildet. Der Flugkörper 2 ist als ein passiver und/oder antriebsloser Flugkörper ausgebildet.
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Solange sich der Flugkörper 2 in dem Flugzeug 1, insbesondere in dem Mutterflugzeug, befindet, ist dieser in einer Transportphase TP. Beispielsweise ist der Flugkörper 2 in einem Ladebereich und/oder Munitionsbereich des Flugzeugs 1 angeordnet. In der Transportphase TP wird der Flugkörper 2 zu einer Zielgegend geflogen.
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In der Abwurfphase AP wird der Flugkörper 2 aus dem Flugzeug 1 in den freien Flugraum gebracht. Beispielsweise wird der Flugkörper 2 abgeworfen. Die Abwurfphase AP erstreckt sich somit vom Abwurf des Flugkörpers 2 und/oder bis zu dem Zeitpunkt, an dem der Flugkörper 2 ein Strömungsfeld 7 des Flugzeugs 1 verlassen hat. Alternativ oder ergänzend erstreckt sich die Abwurfphase AP bis zu dem Zeitpunkt an dem der Flugkörper 2 in Flugrichtung F hinter dem Flugzeug 1 angeordnet ist und/oder an dem der Flugkörper 2 einen Abstand von mindestens 10 m, vorzugsweise mindestens 20 m zu dem Flugzeug 1 eingenommen hat. In der Abwurfphase AP besteht die Gefahr, dass der leichte Flugkörper 2 durch das Strömungsfeld 8 des Flugzeugs 1 umgelenkt und im schlimmsten Fall (passiv) gegen das Flugzeug 1 gelenkt wird. In der Abwurfphase AP muss somit sichergestellt werden, dass eine entsprechende Kollision nicht erfolgt.
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In der Flugphase FP ist der Flugkörper 2 wahlweise hinter dem Flugzeug 1 oder mehr als 10 m bzw. mehr als 20 m von dem Flugzeug 1 beabstandet, so dass der Flugkörper 2 unabhängig von dem Flugzeug 1 und/oder in dem freien Flugraum fliegt, insbesondere gleitet.
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Die 2a, 2b zeigen einen Teil von dem Flugkörper 2 und zwar in einem Flugbetriebszustand (2a) und in einem Abwurfbetriebszustand (2b).
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Der Flugkörper 2 weist eine Mehrzahl von Ruderorganen 3a, 3b sowie 4a, 4b, welche steuerbar an einem Grundkörper 5 des Flugkörpers 2 heckseitig angeordnet sind. Der Grundkörper 5 weist eine rotationssymmetrische, insbesondere zylinderförmige oder zigarrenförmige Form auf.
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Ferner weist der Flugkörper 2 eine Kontrolleinrichtung 6 zur Kontrolle der steuerbaren Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b auf. Die Kontrolleinrichtung 6 ist als eine digitale oder analoge Datenverarbeitungseinrichtung ausgebildet und kann die Kontrolle der Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b über eine Steuerung, Regelung oder eine andere Kontrollstrategie umsetzen.
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Die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b sind paarweise angeordnet, wobei die Ruderorgane 3a, 3b ein erstes Paar und die Ruderorgane 4a, 4b ein zweites Paar bilden. Die Ruderorgane 3a, 3b sind in der gleichen axialen Höhe angeordnet und in Umlaufrichtung zueinander um 180° versetzt. Die Ruderorgane 4a, 4b sind in der gleichen axialen Höhe angeordnet und zueinander in Umlaufrichtung um 180° versetzt. Die Ruderorgane 3a, 3b des ersten Paars sind in der gleichen axialen Höhe wie die Ruderorgane 4a, 4b des zweiten Paars angeordnet. In Umlaufrichtung sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b jeweils um 90° versetzt angeordnet.
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Die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b können jeweils um eine Achse, welche sich in radialer Richtung erstreckt, durch die Kontrolleinrichtung 6 geschwenkt werden, um die Flugrichtung des Flugkörpers 2 zu beeinflussen.
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In der Transportphase TP ist die Einstellung der Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b frei wählbar. In der Abwurfphase AP befindet sich der Flugkörper 2 in dem Abwurfbetriebszustand, wie dieser in der 2b dargestellt ist. In der Flugphase FP befindet sich der Flugkörper in dem Flugbetriebszustand wie dieser in der 2a dargestellt ist.
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In dem Flugbetriebszustand, wie dieser in der 2a dargestellt ist, sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b so ausgerichtet, dass sich der Flugkörper 2 in einer Geradeausflugrichtung als Flugrichtung, insbesondere Soll-Flugrichtung, befindet. Dabei sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b durch die Kontrolleinrichtung 6 so angestellt, dass eine maximale Fluggeschwindigkeit und/oder ein minimaler Flugströmungswiderstand umgesetzt ist. Insbesondere sind alle Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b gleichgerichtet.
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In dem Abwurfbetriebszustand, wie dieser in der 2b dargestellt ist, ist bei mindestens einem der Paare, also entweder bei dem ersten Paar Ruderorgane 3a, 3b und/oder bei dem zweiten Paar Ruderorgane 4a, 4b, vorgesehen, dass sich diese in einen Squeezemode befinden. In dem Squeezemode werden die jeweiligen Ruderorgane 3a, 3b und/oder 4a, 4b in eine für den Flugkörper 2 richtungsneutrale Kombination der Ruderausschläge gebracht. Die Ruderausschläge sind so entgegengesetzt ausgeschlagen, dass keine Kräfte nach außen wirksam werden, außer einer Widerstandskraft, begründet durch den Bremsströmungswiderstand, welche bzw. welcher deutlich gegenüber den Größen in dem Flugbetriebszustand erhöht ist.
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Ein sicherer Abgang des Flugkörpers 2 wird durch das Abbremsen des Flugkörpers, der damit schnell das Strömungsfeld 7 des Flugzeugs 1 verlassen kann, zumindest unterstützt bzw. überhaupt erst ermöglicht. Des Squeezemode wirkt ähnlich wie ein Bremsfallschirm. Das Flugzeug 1 fliegt damit sozusagen Flugkörper 2 vorbei. Kleine und leichte Flugkörper 2 mit geringem Gewicht aber dabei relativ hohen Auftriebskräften können so aus dem Nahfeld des Flugzeugs 1 heraus gebremst werden und vermeiden derart eine Kollision.
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Die Paare der Ruderorgane 3a, 3b bzw. 4a, 4b werden gegensinnig ausgeschlagen und zwar so das außer einer Widerstandserhöhung keine aerodynamischen Momente erzeugt werden, der Flugkörper 2 also weiterhin geradeaus fliegt.
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In der 2b wird somit das Ruderorgan 3a gegen den Uhrzeigersinn und das Ruderorgane 3b im Uhrzeigersinn verschwenkt. Das Ruderorgan 4a wird gegen den Uhrzeigersinn und das Ruderorgane 4b im Uhrzeigersinn verschwenkt.
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Es kann vorgesehen sein, dass die Verschwenkung in der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b gegenüber dem Flugbetriebszustand so gewählt sind, dass keine zusätzlichen Gesamtgiermomente und Gesamtnickmomente, jedoch unterschiedliche Gesamtrollmomente auftreten. Besonders sicher kann die Abwurfphase AP gestaltet werden, wenn zudem keine Gesamtrollmomente erzeugt werden, sondern nur der Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erhöht wird.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Flugzeug
- 2
- Flugkörper
- 3a, 3b
- Ruderorgane des ersten Paars
- 4a, 4b
- Ruderorgane des zweiten Paars
- 5
- Grundkörper
- 6
- Kontrolleinrichtung
- 7
- Strömungsfeld
- TP
- Transportphase
- AP
- Abwurfphase
- FP
- Flugphase
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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