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Lenkbarer Flugkörper Gegenstand der Erfindung ist ein auch mit sehr
hohen Geschwindigkeiten betreibbarer lenkbarer, durch ein oder mehrere Strahltriebwerke
angetriebener Flugkörper.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen solchen Flugkörper
so auszubilden, daß er durch das oder die hinten angeordneten Strahltriebwerke nicht
nur angetrieben, sondern auch gelenkt und im stabilen Gleichgewicht gehalten werden
kann.
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Es sind bereits als Hubschrauber ausgebildete Flugzeuge bekannt, deren
Schraube eine Zugschraube ist und allseitig verschwenkt werden kann, um auf diese
Weise einen Lenkungseffekt auf das Flugzeug auszuüben. Luftschrauben und Drehflügel,
die an den Flugzeugen befestigt und allseitig schwenkbar ausgebildet waren, sind
darüber hinaus in verschiedenen Formen bekanntgeworden. Bei ihnen handelte es sich
aber nicht um die Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe, bei einem
Hochgeschwindigkeitsflugzeug insbesondere das lotrechte Starten und Landen in der
Weise zu ermöglichen, daß das Flugzeug dabei selbst nur kurzzeitig eine lotrechte
Lage einzunehmen braucht und für den Übergang vom Vertikalflug zum Horizontalflug
keinerlei Mindestgeschwindigkeit erforderlich ist.
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Diese Aufgabe konnte auch durch die Anwendung bekannter Luftfahrzeugtriebwerke
allein noch nicht gelöst werden, bei denen zur Änderung der Richtung des Rückstoßes
der aus dem Strahlrohr austretende Strahl abgelenkt wird.
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Es sind auch mittels Kreisel stabilisierte Vorrichtungen für die Lenkung
von Flugkörpern sowie automatische Flugzeuglenkungsvorrichtungen an sich bekannt.
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Die Erfindung ermöglicht erstmalig eine einwandfreie und mit verhältnismäßig
einfachen baulichen Mitteln verwirklichbare Lösung der erwähnten Aufgabe dadurch,
daß bei einem lenkbaren Flugkörper, der senkrecht starten und landen sowie im stabilen
Gleichgewicht im Raum verharren kann, mit mindestens einem einen Schub erzeugenden
Strahltriebwerk dieses oder diese derart angeordnet ist bzw. sind, daß die Schublinien
des Triebwerkes bzw. der Triebwerke in bezug auf eine durch den Schwerpunkt des
Flugkörpers gehende vorbestimmte Achse desselben, z. B. die Symmetrieachse oder
Mittellinie, unter dem Einfluß von an sich bekannten richtungsempfindlichen Kommandogeräten
innerhalb von die vorbestimmte Achse des Flugkörpers enthaltenden Ebenen winklig
verstellbar sind, wobei die Resultante der Schublinien die vorbestimmte Achse des
Flugkörpers stets vor seinem Schwerpunkt schneidet und eine die vorbestimmte Achse
des Flugkörpers in eine vorgegebene Richtung im Raum drehendes Moment entsteht,
sobald die vorbestimmte Achse eine andere als parallele Lage zur vorgegebenen Richtung
im Raum einnimmt.
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Ein solcher Flugkörper nach der Erfindung weist den bekannten, nur
für einen horizontalen Start- oder Landevorgang in Betracht kommenden Flugkörpern
mit hoher Geschwindigkeit gegenüber insbesondere den Vorteil auf, daß er nicht auf
große Start- und Landebahnen angewiesen ist, sondern auf kleinstem Raum starten
und landen kann. Gegenüber den bekannten, z. B. raketengetriebenen Flugkörpern,
die einer sehr hohen Anfangsgeschwindigkeit bedürfen und erst nach Erreichen einer
beträchtlichen Höhe in den aerodynamischen Horizontalflug übergehen können, wobei
sie eine Mindestgeschwindigkeit einhalten müssen, läßt sich durch die Erfindung
der Vorteil erzielen, daß der Übergang vom Senkrechtflug in den Horizontalflug schon
kurz nach dem Start möglich ist.
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Bei dem erfindungsgemäß ausgebildeten Flugkörper sorgen die an sich
bekannten Kommandogeräte dafür, daß der Flugkörper eine vorgegebene Richtung im
Raum einhält. Da aber äußere Einflüsse (Wind, Schwerpunktsverlagerung infolge von
Brennstoffverbrauch, Platzwechsel der Besatzung) auf die Flugrichtung nicht zu vermeiden
sind, weicht sehr bald die durch den Schwerpunkt des Flugkörpers gehende vorbestimmte
Achse von der vorgegebenen Richtung im Raum ab. Sobald dies geschieht, beeinflussen
die
richtungsempfindlichen Kommandogeräte über entsprechend angeordnete
Steuermittel die Strahltriebwerke derart, daß ihre Schublinien sich winklig verstellen,
und zwar stets so, daß die Resultante der Schublinien die Mittellinie des Schubkörpers
vor seinem Schwerpunkt schneidet, um auf diese Weise ein Drehmoment zu erzeugen,
welches die von der vorgegebenen Richtung im Raum abweichende Mittellinie wieder
parallel zur vorgegebenen Richtung bringt. Die Strahltriebwerke bzw. Teile derselben
sind am Flugkörper in bezug auf diesen winklig verstellbar angebracht. Zwischen
den Strahltriebwerken und dem Flugkörper sind Verbindungsmittel angeordnet, welche
relative Winkelbewegungen zwischen den Strahltriebwerken und dem Flugkörper ermöglichen
und die von gesteuerten Stellgliedern betätigt werden. Dabei gibt jeder Abweichungswinkel
zwischen vorgegebener Richtung im Raum und der Resultante der Schublinien einen
von den richtungsempfindlichen Kommandogeräten ausgehenden Impuls auf die Steuerung
der die Verbindungsmittel betätigenden Stellglieder derart, daß eine dem ermittelten
Abweichungswinkel zugeordnete Winkelverstellung der Strahltriebwerke erfolgt mit
dem Ergebnis, daß die Resultante der Schublinien parallel zur vorgegebenen Richtung
im Raum verbleibt.
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Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist an dem Flugkörper
mindestens ein in bezug auf diesen winklig verstellbar ausgerichtetes Strahltriebwerk
angebracht sowie zwischen den Strahltriebwerken und dem Flugkörper relative Winkelbewegungen
zwischen Strahltriebwerk und Flugkörper ermöglichende und gesteuerte Stellglieder
betätigte Verbindungsmittel, wobei jeder von den richtungsempfindlichen Kommandogeräten
ermittelte Abweichungswinkel zwischen der vorgegebenen Richtung im Raum und der
Resultante der Schublinien eine dem ermittelten Abweichungswinkel zugeordnete Winkelverstellung
der Strahltriebwerke derart erzeugt, daß die Resultante der Schublinien parallel
zur vorgegebenen Richtung im Raum verbleibt.
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Der Flugkörper nach der Erfindung kann aber auch in der Weise ausgeführt
werden, daß zusätzlich durch Fernsteuerung vom Boden aus betätigte Steuermittel
vorgesehen sind, welche eine Änderung der Resultante der Schublinien gegenüber der
vorgegebenen Richtung im Raum ermöglichen.
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Bei einer weiteren Ausführungsform für den Flugkörper nach der Erfindung
können die vorgenannten Steuermittel in der Weise ausgebildet sein, daß sich ihre
Wirkung zu derjenigen der richtungsempfindlichen Kommandogeräte addiert.
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Nach einer weiteren Ausführungsform des Flugkörpers nach der Erfindung
kann dieser in der Weise ausgebildet sein, daß ein einzelnes Strahltriebwerk allseitig
schwenkbar um einen auf der vorbestimmten Achse des Flugkörpers liegenden Punkt
vor dem Schwerpunkt des Flugkörpers angebracht ist.
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Der Flugkörper nach der Erfindung kann ferner auch mit mehreren gelenkig
an ihm befestigten Strahltriebwerken versehen sein, die in bezug auf den Flugkörper
derart angeordnet sind, daß die Resultante der Schublinien mit der vorbestimmten
Achse des Flugkörpers zusammenfällt, sobald die Schublinien parallel sind oder gleiche
Winkellage in bezug auf die vorbestimmte Achse haben, wobei zusätzliche Steuermittel
vorgesehen sind, welche die gleichzeitige winklige Änderung der Resultante der Schublinien
in bezug auf die vorbestimmte Achse des Flugkörpers ermöglichen. Falls der Flugkörper
nach der Erfindung mit an ihm fest angeordneten Strahltriebwerken versehen ist,
können diese erfindungsgemäß mit beweglichen, durch Steuermittel verstellbaren Elementen,
z. B. Ablenkflächen, versehen sein, welche den Schublinien eine gewünschte Richtung
aufzwingen können.
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Nach einer weiteren Ausführungsform des Flugkörpers nach der Erfindung
ist außer den gelenkig angeordneten Strahltriebwerken ein weiteres Strahltriebwerk
fest am Rumpf des Flugkörpers auf dessen vorbestimmter Achse angeordnet.
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Erfindungsgemäß können die zusätzlichen Steuermittel des Flugkörpers
auch durch den Piloten betätigt werden.
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Der Flugkörper nach der Erfindung kann schließlich auch noch in der
Weise ausgebildet sein, daß außer einem allseitig schwenkbaren Strahltriebwerk weitere
Strahltriebwerke vorgesehen sind, die am Rumpf des Flugkörpers in symmetrisch um
dessen vorbestimmte Achse verteilten Punkten angeordnet sind.
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Die für die selbsttätige Beeinflussung der Winkellage des Triebwerkes
oder der Triebwerke verwendeten Richtungsgeber können von beliebiger geeigneter
Art und beispielsweise nach dem Kreiselprinzip aufgebaut sein oder elektromagnetisch
betrieben werden. Es können ein oder mehrere Richtungsgeber vorgesehen sein, die
verschiedene Richtungen bestimmen; im allgemeinen ist jedoch ein Richtungsgeber
für die senkrechte Richtung vorgesehen.
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Die Richtungsgeber können beispielsweise durch ein Organ gebildet
werden, das ein Element aufweist, dessen eine Achse eine feste Richtung im Raum
beibehält, und ein anderes Element, das am Flugkörperrumpf befestigt ist. Die feste
Richtung kann entweder eine feste Richtung im Raum sein, z. B. die senkrechte, oder
eine vorbestimmte Richtung, die sich im Raum ändert, beispielsweise die Richtung
einer geraden Linie, die einen festen oder beweglichen Punkt mit einem anderen festen
oder beweglichen Punkt verbindet, oder auch eine Richtung zu einem gegebenen Punkt
eines elektrischen oder magnetischen Feldes oder diejenige eines Vektors, der eine
von diesen Elementen abgeleitete Richtung darstellt.
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Die Triebwerke können von beliebiger geeigneter Bauart sein, insbesondere
jedoch Rückstoßmotoren, Staudruck-Rückstoßmotoren, Pulso-Rückstoßmotoren, TL-Triebwerke,
PTL-Triebwerke.
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Die Erfindung wird zum besseren Verständnis im nachfolgenden unter
Bezugnahme auf die Zeichnungen an Hand bestimmter Ausführungsformen beispielsweise
beschrieben.
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Fig. 1 ist ein Schaubild, welches die Grundrichtung der Resultierenden
der Vortriebskräfte für die Zwecke der Darstellung des Prinzips der Erfindung zeigt;
Fig.2, 3 und 4 sind schematische Darstellungen, welche die Anordnung verschiedener
Arten von Triebwerkseinheiten an lenkbaren Flugkörpern bzw. Flugzeugen zeigen, bei
welchen nur ein Triebwerk vorgesehen ist; Fig. 5 und Fig. 5bis zeigen eine Einzelheit
der Anordnung der Aufhängung eines Triebwerks der in Fig. 3 gezeigten Art; Fig.
6 ist eine schematische Darstellung eines lenkbaren Flugkörpers od. dgl. der in
Fig. 4 gezeigten Art, aus welcher eine Einzelheit der relativen Verteilung der Kräfte
sowie die diese kennzeichnenden Winkel und die verwendeten Bezeichnungen ersichtlich
sind; Fig. 7 zeigt eine Ausführungsform der Vorrichtung, durch welche das Triebwerk
in der gewünschten
Richtung entweder unter der Steuerung eines Richtungsgebers
oder durch Steuerung von Hand gehalten wird; Fig. 8 ist eine schematische Darstellung,
welche die Lage jeder der Kräfte bei einem mit mehreren Triebwerkseinheiten ausgerüsteten
lenkbaren Flugkörper od. dgl. zeigt; Fig. 9 ist eine schematische Darstellung eines
lenkbaren Flugkörpers od. dgl. mit drei gelenkig aufgehängten Strahltriebwerken;
Fig. 9 bis ist eine schematische Darstellung eines lenkbaren Flugkörpers od. dgl.
mit drei gelenkig aufgehängten Strahltriebwerken anderer Bauart; Fig. 10 ist eine
schematische Darstellung eines lenkbaren Flugkörpers od. dgl., bei welchem die Veränderungen
der Richtung der Vortriebskräfte durch bewegliche Elemente erzielt werden, die auf
das kranzförmig ausgebildete Strahltriebwerk wirken; Fig. 11 zeigt einen Schnitt
nach der Linie 11-11 der Fig. 10; Fig. 12, 13 und 14 sind schematische Darstellungen,
welche die Lage der Vektorkräfte in einem lenkbaren Flugkörper od. dgl. mit drei
Strahltriebwerkseinheiten zeigt; Fig. 15, 16 und 17 zeigen eine Anordnung zur Steuerung
der Winkellage der Strahltriebwerkseinheiten ; Fig. 18, 19, 20 und 21 zeigen die
verschiedenen Stellungen der vorerwähnten Steuerorgane; Fig. 22 zeigt in schematischer
Darstellung allgemein die Folgesteuerung der Triebwerkseinheiten in einem lenkbaren
Flugkörper od. dgl. mit mehreren Triebwerkseinheiten ; Fig. 23, 24, 25 und 26 zeigen
verschiedene Formen von lenkbaren Flugkörpern od. dgl. gemäß der Erfindung; Fig.
27, 28 und 29 zeigen einen lenkbaren Flugkörper od. dgl. gemäß der Erfindung, jedoch
mit zwei Strahltriebwerkseinheiten; Fig. 30 zeigt einen lenkbaren Flugkörper od.
dgl. gemäß der Erfindung in Fluglage, in welcher er einen spitzen Winkel mit der
Waagerechten bildet; Fig. 31 zeigt den gleichen Flugkörper od. dgl. wie in Fig.
30 in einer Fluglage, die im wesentlichen der senkrechten Richtung folgt; Fig. 32
zeigt Beispiele von Flugbahnen eines lenkbaren Flugkörpers od. dgl. gemäß der Erfindung.
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In Fig. 1 der Zeichnungen ist bei Cp der Rumpf eines lenkbaren Flugkörpers
od. dgl. gezeigt, der bei diesem Beispiel der vereinfachten Erläuterung halber kreisförmig
dargestellt ist, wobei der Schwerpunkt dieses Rumpfes bei G liegt.
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Gemäß der Erfindung wird auf diesen Rumpf an einem auf einer bestimmten
Trägheitsachse dieses Rumpfes, beispielsweise auf der Achse GZ, befindlichen Punkt
0 eine Kraft wirksam, die, wie im vorangehenden erwähnt, durch eine einzige Kraft
oder durch eine Resultierende einer Mehrzahl von geeignet gerichteten Kräften, die
in Fig. 1 durch den Vektor R dargestellt ist, gebildet. Der Schnittpunkt 0 der Wirkungsrichtung
dieser Kraft mit der Trägheitsachse GZ liegt auf dieser Achse vor dem Schwerpunkt
G des Rumpfes in der Wirkungsrichtung dieser Kraft.
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Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung kann die Richtung der Kraft
R entweder selbsttätig oder nach dem Belieben des Piloten von einer bestimmten Richtung,
die in Fig. 1 beispielsweise durch dem Vektor D angegeben. ist, abhängig gemacht
werden. Wenn 0 der von der Kraft R und der Achse GZ gebildete Winkel ist und ß der
Winkel, der durch die Richtung D und die Achse GZ gebildet wird, ist, so ergibt
sich, daß ein bestimmtes Verhältnis zwischen den Winkeln ß und 0 aufgestellt werden
kann, wobei der Winkel 0 eine geeignet gewählte Funktion des Winkels ß ist. Die
Richtung D kann vom Gesichtspunkt des Gleichgewichtes durch den Winkel z bestimmt
werden, den diese Richtung mit der Senkrechten GV einschließt. Wenn man annimmt,
daß sich der Rumpf Cp im Raum befindet und die Richtung D die aufsteigende Vertikale
bezeichnet, so ergibt sich, daß bei Nichtvorhandensein einer neuen dynamischen Kraft
sich der Rumpf Cp in einem Zustand stabilen Gleichgewichts befindet, wenn die Resultierende
R zwangläufig parallel zur Richtung der Senkrechten gehalten wird.
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Fig. 2, 3 und 4 zeigen drei Ausführungsformen eines lenkbaren Flugkörpers
mit einem einzigen Triebwerk.
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Bei der in Fig. 2 gezeigten Ausführungsform wird die Triebwerkseinheit
Co durch eine Strahldüse gebildet, die im Rumpf des lenkbaren Flugkörpers auf einer
Symmetrieachse des letzteren und oberhalb des Schwerpunktes G des Flugkörperrumpfes
eingebaut ist. Die aus der Strahldüse austretenden und auf den Flugkörper einen
Rückstoßvortrieb ausübenden Abgase können durch eine Reihe von Ablenkflächen gerichtet
werden, deren Stellung durch eine mittels geeigneter Verbindungsmittel auf die Ablenkflächen
einwirkende Steuereinrichtung gesteuert werden, um die Richtung der Schubs von einer
bestimmten, geeignet gewählten Richtung abhängig zu machen.
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Bei der Ausführungsform nach Fig. 3 wird die Triebwerkseinheit durch
einen stromlinienförmigen Körper Co gebildet, der am Rumpf des lenkbaren Flugkörpers
Cp an einem Punkt 0 aufgehängt ist, der sich auf der Symmetrieachse dieses Körpers
und oberhalb seines Schwerpunktes G befindet. Auf diese Weise wird der Angriffspunkt
der Kraft vor den Schwerpunkt in der Wirkungsrichtung der Kraft gelegt.
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Bei dieser Ausführungsform ist der Körper der Triebwerkseinheit Co
am Flugkörperrumpf Cp durch eine Kardanaufhängung gelagert, wobei geeignete Mittel
vorgesehen sind, um die Winkellage des Körpers im Raum von einer gewählten bestimmten
Richtung abhängig zu machen.
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Das Triebwerk Co kann beispielsweise durch ein Rückstoßtriebwerk oder
ein PTL-Triebwerk gebildet werden.
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Bei der in Fig. 4 gezeigten Ausführungsform ist der lenkbare Flugkörper
Cp ebenfalls mit einer einzigen Triebwerkseinheit ausgerüstet, die eine Kardanaufhängung
an Punkt 0 auf der Symmetrieachse des Lenkbaren Flugkörpers und vor dem Schwerpunkt
in der Wirkungsrichtung der Vortriebskraft hat.
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Bei diesem Ausführungsbeispiel wird die Triebwerkseinheit durch eine
Rückstoß- oder Strahldüse gebildet.
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Bei den drei vorbeschriebenen Ausführungsformen kann die Lage des
Angriffspunktes der Vortriebskraft 0 längs der Achse GZ durch Verschieben des Körpers
der Triebwerkseinheit CO an seinem Aufhängungspunkt am Flugkörperrumpf Cp verstellbar
gemacht werden.
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Fig. 5 zeigt ein Beispiel einer Aufhängung der in Fig. 3 gezeigten
Triebwerkseinheit am Rumpf des Flugkörpers sowie die Mittel, um die Winkellage des
Triebwerkskörpers im Raum von der Lage der Symmetrieachse GZ des Flugkörpers abhängig
zu machen. In diesem Falle ist die Aufhängung des
Triebwerkskörpers
derart, daß innerhalb der durch die Konstruktion des Flugkörpers auferlegten Grenzen
der Triebwerkskörper eine beliebige Winkellage um die Achse OZ in einer beliebigen
durch diese Achse gelegten Ebene einnehmen kann.
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Bei dieser Ausführungsform sind mit xx und yy die beiden Achsen der
Kardanaufhängung bezeichnet und mit Sx und Sy die beiden Hilfskrafteinrichtungen
für die Berichtigung der Winkellage der Triebwerkseinheit C o um die Achsen xx bzw.
yy. Diese beiden Hilfskrafteinrichtungen werden durch die beiden Steuereinrichtungen
Ax und Ay gesteuert, die vom Richtungsgeber beeinflußt werden. und den Triebwerkskörper
C o in der gewünschten bestimmten Lage einstellen.
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Hierbei ist zu erwähnen, daß die Achsen xx und yy Bezugsachsen des
Flugkörperrumpfes sind und insbesondere parallel zu den Hauptträgheitsachsen XX
und YY, wie in Fig. 5 bis gezeigt, sind.
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In Fig. 6 und 7 ist eine Ausführungsform der Anordnung für die Steuerung
der Lage der Triebwerkseinheit am Flugkörperrumpf gezeigt. In Fig. 6, aus der die
verschiedenen charakteristischen Winkel ersichtlich sind, ist bei De ein
Richtungsgeber gezeigt, der beispielsweise nach dem Kreiselprinzip aufgebaut sein
kann.
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Eine der Achsen eines der Elemente dieses Richtungsgebers ist so bestimmt,
daß er eine Richtung D einhält, die im Raum fest ist, wobei jede Abweichung oder
Neigung der Achse GZ in bezug auf die Achse D eine Wirkung hervorruft, die den Winkel
berichtigt, welcher durch den Triebwerkskörper Co und den Rumpf Cp des Flugkörpers
eingeschlossen ist. Eine solche berichtigende Wirkung kann beispielsweise R parallel
zu D innerhalb der durch die Konstruktion ermöglichten Grenzen halten.
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In Fig. 6 sind die Achsen, die Vektoren und die Winkel der Fig. 1
ersichtlich.
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Fig. 7 zeigt eine Ausführungsform des das Übertragungsorgan bildenden
Systems, durch welches die Winkellage des Elementes des Richtungsgebers, der eine
feste Lage in bezug auf die Symmetrieachse des Flugkörpers hat, die Winkellage der
Triebwerkseinheit Co in bezug auf den Flugkörper steuert.
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In dieser Figur ist mit Co die Strahltriebwerkseinheit und mit Cp
der Rumpf des Flugkörpers bezeichnet, an welchem die Strahltriebwerkseinheit in
Punkt 0 angelenkt ist. Bei De ist schematisch ein Richtungsgeber dargestellt, welcher
die Parameter der Richtung eines Vektors D gibt, der fest im Raum ist. Der durch
den Vektor D mit der parallel zur Richtung GZ verlaufenden Richtung 0'Z' gebildete
Winkel f wird in zwei Einzelkomponenten um die Achsen X1 und Y1, die parallel zu
den vorerwähnten Achsen xx und yy parallel sind, zerlegt.
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Die Vorrichtung De umfaßt zwei Potentiometer r1 und r2, die mittels
eines Schalters I in einen Stromkreis eingeschaltet werden können, der zwei Relais
Rx und Ry sowie zwei Hilfskrafteinrichtungen Sx und .Sy enthält, die die Winkellage
der Triebwerkseinheit Co steuern, wobei die Hilfskrafteinrichtung Sx den Triebwerkskörper
um die Achse xx und die Hilfskrafteinrichtung Sy den Triebwerkskörper um die Achse
yy schwenkt. Die Übertragung der durch die Hilfskrafteinrichtungen Sx und Sy erzeugten
Komponenten der Winkelbewegung auf den Triebwerkskörper Co wird durch ein Glied
Pi von veränderlicher Länge bewirkt, die vorzugsweise auch als Dämpfer und als Folgesteuerungsorgan
wirken kann. In Fig. 7 ist ferner auch eine von Hand bedienbare Steuervorrichtung
L gezeigt, die ein beliebiges Einstellen der Winkellage der Triebwerkseinheit Co
gestattet. Bei der gezeigten Ausführungsform ist die Vorrichtung L durch Leitungen
mit den erwähnten Relais Rx und Ry verbunden, die von den selbsttätigen Richtungsgebern
gesteuert werden. Selbstverständlich kann jedoch die Steuervorrichtung L auch im
Flugkörper eingebaut sein, wenn der letztere einen Piloten trägt oder am Erdboden
vorgesehen ist, in welchem Falle eine drahtlose Funkverbindung zwischen den Potentiometern
r3 und r4, welche von dem beweglichen Organ der Steuervorrichtung L und den Relais
Rx und Ry gesteuert werden, vorgesehen ist. Die Steuervorrichtung L kann andererseits
auch so angeordnet werden, daß sie direkt auf die Triebwerkseinheit Co wirkt. Der
Betätigungshebel der Steuervorrichtung L wird normalerweise durch geeignete Federn
od. dgl., wie gezeigt, in seiner Neutralstellung gehalten.
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Durch die vorbeschriebene Vorrichtung wird der Winkel 0 in vorbestimmter
Weise vom Winkel ß im Winkel abhängig gemacht.
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Entsprechend der Art der Relais Rx und Ry kann man das Gesetz der
Veränderung des Winkels ß als eine Funktion des Winkels 0 festlegen und ihn durch
Regelorgane, die in der Zeichnung bei rhx und bei rhy angedeutet sind, verändern.
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Bei den vorangehenden Ausführungsformen der Erfindung war der Flugkörper
mit einer einzigen Triebwerkseinheit ausgerüstet. Wie jedoch bereits im vorangehenden
erwähnt wurde, ist die Erfindung nicht auf diesen Fall beschränkt, sondern bezieht
sich auf lenkbare Flugkörper, bei welchen der Vortrieb durch eine Mehrzahl von Triebwerkseinheiten
erzeugt wird und insbesondere durch eine Mehrzahl von Triebwerkseinheiten, die einen
Schub in einer bestimmten Richtung erzeugen können.
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Bei dem in Fig. 8 gezeigten Beispiel ist eine schematische Darstellung
der Kräfte gegeben, die durch zwei Triebwerkseinheiten erzeugt werden, welche auf
einem Umfang im Winkel von 180° voneinander angeordnet sind, wobei dieser Umfang
in einer zu einer gewählten Trägheitsachse des lenkbaren Flugkörpers beispielsweise
die Symmetrieachse des Flugkörperrumpfes Cp senkrechten Ebene enthalten ist.
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Selbstverständlich kann ein solcher lenkbarer Flugkörper mit einer
beliebigen Zahl von Triebwerkseinheiten ausgerüstet sein, die längs des vorerwähnten
Umfangs, beispielsweise mit gleichmäßigem Abstand, angeordnet sind. Fig. 8 zeigt
nur zwei solcher Triebwerkseinheiten, um die Zeichnung zu vereinfachen und das Prinzip
der Wirkung ihrer Neigung zu veranschaulichen.
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In Fig. 8 ist bei G der Schwerpunkt des lenkbaren Flugkörpers gezeigt,
bei D ein Vektor, welcher die Richtung der der Resultierenden der Vortriebskräfte
aufzuerlegenden Richtung zeigt, bei GZ die Symmetrieachse des Flugkörperrumpfes,
bei XX und YY zwei Bezugsachsen, die zueinander senkrecht sind und in einer zur
Achse GZ senkrechten Ebene liegen und den Schwerpunkt des Flugkörpers enthalten.
ß stellt den Winkel dar, welcher durch die Achse GZ mit dem Vektor D gebildet
wird, und y) stellt den durch den Vektor D mit der Senkrechten gebildeten Winkel
dar.
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Wie bereits in der Beschreibungseinleitung erwähnt, genügt es für
die Schaffung eines lenkbaren Flugkörpers gemäß der Erfindung, daß die Angriffslinie
jeder der Vortriebskräfte, beispielsweise fn und fn ,
entweder die Achse G7_
in einem Punkt 0n (oder Ori, nicht dargestellt) schneidet, der vor dem Schwerpunkt
G des Flugkörpers liegt oder parallel zur Achse
GZ verläuft, so
daß die Resultierende der Vortriebskräfte, die auf den Flugkörper wirksam werden,
entweder die Achse GZ in einem Punkt schneidet, der sich vor dem Schwerpunkt G befindet,
oder mit der Achse GZ zusammenfällt.
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Die Triebwerkseinheiten, die in Fig. 8 durch die von ihnen erzeugten
Kräfte oder Schubkräfte fn und fn' symbolisiert sind, sind am Rumpf des Flugkörpers
um die Achsen aa' gegen eine zur Achse GZ senkrechte Ebene liegend schwenkbar gelagert
in der Weise, daß jeder Vektor fn oder fn' beispielsweise eine Winkelbewegung um
seine Achse aa' erfahren kann, wobei er in einer radialen Ebene nn bleibt, die durch
die Achse GZ und die Senkrechte N, welche durch den Schwerpunkt G geht, bestimmt
ist. Der Winkel ß zwischen der Achse GZ und der Richtung D mit seinem Scheitel im
Schwerpunkt G kennzeichnet die Winkelbewegung des Flugkörpers gegenüber dieser Richtung
um eine Achse BB', welche durch den Schwerpunkt G in der Ebene GYX geht. Der in
Fig. 8 schraffiert gezeigte Teil dieser Ebene ist derjenige, welcher bei einem gegebenen
Winkel ß tiefer liegt, wenn die Richtung D mit der Senkrechten zusammenfällt. Die
auf den Flugkörper wirksam werdenden Kräfte gehen durch diese Ebene auf jeder Seite
der Achse BB' und befinden sich entweder auf der schraffierten Seite oder auf der
gegenüberliegenden Seite.
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In Fig. 8 ist der Vektor fn' parallel zur Achse GZ gezeigt und der
Vektor fn gegenüber der Achse um einen Winkel pn geneigt gezeigt. Wenn der Vektor
D mit der Richtung GZ einen Winkel ß bildet, wird das Steuerorgan, welches die Winkellage
der Vortriebseinheiten bestimmt, in der Weise wirksam, daß die Vortriebskräfte,
beispielsweise fn', die durch den nicht schraffierten Teil der Ebene XHY gehen,
parallel zur Richtung GZ bleiben, während die durch den schraffierten Teil derselben
Ebene gehenden Kräfte eine Winkelbewegung in den radialen Ebenen ihrer schwenkbaren
Lagerungen erfahren, so daß die Angriffslinie jeder der Kräfte so gelegt werden
kann, daß die Achse GZ an einem Punkt vor dem Schwerpunkt G und in der Wirkungsrichtung
dieser Kräfte schneidet, wobei die durch diese Kräfte mit der Achse GZ gebildeten
Winkel jeweils einen bestimmten Wert qpn als Funktion des Winkels ß einerseits und
des Winkels yn andererseits, welch letzterer mit der Achse BB' die entsprechende
senkrechte Linie N bildet, einnimmt.
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In Fig. 8 bestimmt der Winkel yx die Lage der Achse BB' in der Ebene
XGY.
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Daraus ergibt sich, daß die Lage der Achsen aa' in bezug auf den Schwerpunkt
G einerseits durch den Abstand h von der Ebene XGY und andererseits durch den radialen
Abstand rn von der Achse GZ des Schnittpunktes der Vortriebskraft mit den Achsen
aa' bestimmt wird.
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Hieraus ergibt sich, daß durch eine geeignete Wahl des Wertes der
Parameter kn und rn möglich ist, für einen gegebenen begrenzten Wert des Winkels
cpn. zu bewirken, daß sich das Moment der Vortriebskraft in bezug auf den Schwerpunkt
G mit dem Winkel gn erhöht. Mit anderen Worten, der Abstand zwischen der Angriffslinie
der Vortriebskraft und dem Schwerpunkt des Flugkörperrumpfes erhöht sich mit dem
Winkel gn. Es ergibt sich ferner, daß es durch die Wahl der verschiedenen Parameter
des Systems, der Zahl und der relativen Lage der Vortriebseinheiten des Wertes des
Winkels ia als Funktion des Winkels a und y usw. möglich ist, den Wert des Gegenmomentes
als Funktion der Lage der Schwenkachse BB' veränderlich zu machen, d. h. in Abhängigkeit
vom Winkel yx, um der Trägheit des lenkbaren Flugkörpers längs jeder ihrer Querachsen
Rechnung zu tragen. Das System gestattet eine unendliche Zahl von Kombinationen,
so daß es jedem besonderen Fall angepaßt werden kann.
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In Fig. 9 und 10 sind schematisch zwei Ausführungsformen des lenkbaren
Flugkörpers dargestellt, bei welchen dieser mit drei Strahltriebwerken ausgerüstet
ist, die schwenkbar am Flugkörper aufgehängt sind, so daß jede der Vortriebseinheiten
in einer bestimmten radialen Ebene mit Bezug auf den Rumpf des Flugkörpers geschwenkt
werden kann, wobei geeignete Mittel für die Steuerung der Winkellage jeder der Vortriebseinheiten
in Abhängigkeit von der Richtung, die der Resultierenden der einzelnen Kräfte der
jeweiligen Vortriebseinheiten auferlegt werden soll, vorgesehen sind.
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Bei dem in Fig. 9 gezeigten Beispiel werden die Triebwerkseinheiten
durch Strahltriebwerke beliebiger Art gebildet, während bei der in Fig. 9 bis gezeigten
Ausführungsform die Triebwerkseinheiten durch einfache Strahldüsen gebildet werden,
die durch einen Innendruck erzeugende Vorrichtungen beliefert werden.
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In Fig. 10 und 11 ist eine bevorzugte Ausführungsform gezeigt, bei
welcher die unabhängigen Trieb-Werkseinheiten durch einen ringförmigen Kranz ersetzt
sind, durch welchen die Rückstoßgase um den Rumpf des Flugkörpers herum in einer
Richtung austreten können, die durch die vorbeschriebenen Mittel gesteuert wird.
Bei dieser Ausführungsform ist es möglich, die durch jede radiale Zone des Kranzes
zugeführte Kraft in vollkommener Weise zu verteilen, und zwar in einer genau vorbestimmten
Weise, wobei diese Zonen beispielsweise durch radiale Trennwände bestimmt werden
können. Diese Lösung scheint unleugbare Vorteile sowohl vom aerodynamischen Gesichtspunkt
als auch vom Gesichtspunkt der Anwendung verschiedener Verfahren zur Erzeugung eines
Schubes aufzuweisen.
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Selbstverständlich kann eine Kraftquelle oder Kraftquellen für die
Erzeugung eines Schubes von jeder beliebigen gewünschten Art für die Zwecke der
Erfindung im Rahmen derselben verwendet werden, In Fig. 12, 13 und 14 ist eine Ausführungsform
der Erfindung in Form eines lenkbaren Flugkörpers mit drei Strahltriebwerken gezeigt,
die am Flugkörperrumpf an drei verschiedenen Punkten in einer zur Symmetrieachse
des Flugkörpers senkrechten Ebene schwenkbar gelagert oder befestigt sind, wobei
diese Punkte um die Symmetrieachse des Flugkörpers mit einem Winkelabstand von 120°
verteilt sind und den gleichen radialen Abstand von dieser Achse haben. Diese Triebwerke
können um ihre jeweiligen Schwenkachsen in den entsprechenden radialen Ebenen durch
die Anlenkpunkte der erwähnten Triebwerkseinheiten und die Achse GZ winkelig verstellt
werden.
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Fig. 12 zeigt den lenkbaren Flugkörper in einem Zustand, in welchem
die Achse GZ mit dem Vektor D zusammenfällt.
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Bei diesem Beispiel sind die gleichen Einzelkräfte f1, f2 und
f3 gegenüber der Achse GZ mit dem Winkel co gezeigt in der Weise, daß die drei Vektoren
f1, f2 und f3 sich in einem Punkt O schneiden, der sich vor dem Schwerpunkt G auf
der Symmetrieachse GZ befindet. Unter diesen Umständen fällt die Angriffslinie der
Resultierenden R mit der Achse GZ zusammen, unabhängig davon, welches der Wert des
Winkels co zwischen Null und einem durch die Konstruktion bestimmten Grenzwert ist.
Ferner übt in diesem Falle
die Resultierende der Vortriebskräfte
kein Drehmoment aus, das das Bestreben hat, den lenkbaren Flugkörper aus der Richtung
D abzulenken.
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In Fig. 13 wurde dagegen dem Vektor D eine Richtung gegeben, die mit
der Achse GZ einen Winkel ß einschließt.
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Wie bereits in Verbindung mit Fig. 8 erläutert, bleiben die Kräfte
f2 und f3 parallel zur Achse GZ, während der Vektor f1 gegenüber der Achse GZ eine
solche Winkellage einnimmt, daß der zwischen dieser Achse und dem Vektor gebildete
Winkel p1 eine bestimmte Funktion des Winkels ß ist und gleichzeitig des Winkels
y1, der durch die radiale Ebene, in welcher der Vektor f1 geschwenkt wird und die
Achse BB', um welche der Flugkörper schwingt, gebildet wird.
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Wie ersichtlich, geht die Resultierende der Vortriebskräfte wieder
durch den Punkt 0, der auf der Achse GZ vor dem Schwerpunkt G in der Wirkungsrichtung
der Resultierenden liegt. Der zwischen der Resultierenden und der Achse GZ gebildete
Winkel 0 ist auch hier eine Funktion des Winkels ß.
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In Fig. 14 ist die jeweilige Lage der Kräfte f1, f2 und f3 nur auf
die Ebene XGY projizierten Achse GZ gezeigt.
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Aus dem Vorangehenden ergibt sich, daß je nach der Lage der Schwenkachse
BB' in dieser Ebene der Wert des aufrichtenden Drehmoments bei gleichem Wert des
Winkels y1 schwankt.
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Die in dieser Figur gezeigten Achsen sind diejenigen, für welche die
Werte für 1, 2 und 3 einerseits und für 4, 5 und 6 andererseits die gleichen sind.
Es ergibt sich ferner, daß, falls der Flugkörper mit drei oder mehr Triebwerken
ausgerüstet ist, es immer möglich ist, den Wert und die jeweilige Lage der Vortriebskräfte,
welche von diesen Triebwerken entwickelt werden, zu wählen, um den Wert des erwähnten
aufrichtenden Drehmoments nach einem bestimmten Gesetz zu verändern.
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In Fig. 15 bis 22 ist gezeigt, in welcher Weise die Neigungswinkel
der verschiedenen Vortriebskräfte gesteuert werden können, und zwar bei einem lenkbaren
Flugkörper mit einer Mehrzahl von Triebwerken.
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In dem gezeigten Beispiel, das zur klareren Darstellung der Erfindung
gewählt ist, ist ein lenkbarer Flugkörper mit acht Strahltriebwerken gezeigt, von
denen jedes unter der Wirkung einer Hilfskrafteinrichtung in der radialen Ebene
seiner schwenkbaren Lagerung verschwenkt werden kann. Jede dieser Hilfskrafteinrichtungen
wird durch die Bewegung eines Steuerorgans gesteuert, wobei acht solcher Steuerorgane,
die mit ä bis h' bezeichnet sind, in einem Steuerverteiler vorgesehen
sind, der so betätigt werden kann, daß die gewünschten Neigungen der Flugkörperachse
erzeugt werden können.
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Fig. 16 und 17 zeigen zwei im rechten Winkel zueinander geführte Schnitte,
die das Prinzip des Verteilers darstellen.
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Die Fig. 18 bis 21 zeigen verschiedene Stellungen der Steuerplatte,
und Fig. 22 zeigt die Gesamtanordnung der Einrichtung.
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Aus diesen Figuren ist ersichtlich, daß die Steuerplatte Po um einen
Punkt 0" schwenkbar gelagert ist, so daß sie jede Winkellage um diesen Punkt unter
der Wirkung des Steuersystems einnehmen kann. Der Verteilerkörper kann auf dem Flugkörper
in jeder gewünschten Lage angeordnet werden. Die Winkellage der Steuerplatte Po
um den Punkt O" seiner schwenkbaren Lagerung wird durch zwei Hilfskrafteinrichtungen
Sx und Sy in ähnlicher Weise gesteuert, wie in Verbindung mit Fig. 7 beschrieben,
wobei diese beiden Hilfskrafteinrichtungen längs zweier zueinander senkrechter Achsen
wirken. Wie ersichtlich, kann die Steuerplatte, die so eingestellt ist, daß sie
eine beliebige gegebene Winkellage hat, in welcher ihre Achse O'Z' mit der festen
Achse 0"Z" einen Winkel 0 bildet, der von dem Winkel ß abhängt, die Druckkolben
a' bis h' betätigen, die sich, wie in Fig. 15 gezeigt, an gleichmäßig verteilten
Stellen auf ihrer Fläche abstützen, wenn die Achse, um welche die Steuerplatte geschwenkt
wird, mit dem Druckkolben d' beispielsweise denselben Winkel yd einschließt wie
die Linie BB' mit der Achse der Triebwerkseinheit d. Die vorerwähnten Kolben werden
an die Steuerplatte durch geeignete elastische Mittel angedrückt. In jeder Lage
der Steuerplatte ist der Hub dl jedes Kolbens gleichzeitig vom Winkel ß und
dem Winkel abhängig, welcher die Lage der radialen Ebene, in welcher sich dieser
Kolben befindet, in bezug auf die Neigungsachse der Platte bestimmt.
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Fig. 22 zeigt eine Gesamtansicht der Steuereinrichtung für die Winkellage
der schematisch dargestellten und mit Cb : a und Cb : u bezeichneten Triebwerkseinheiten.
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In ähnlicher Weise wie das in Fig. 7 dargestellte Beispiel weist die
Steuereinrichtung einerseits ein Bezugsrichtungsfühlgerät auf, das beispielsweise
nach dem Kreiselprinzip gebaut sein kann, und andererseits eine gesteuerte Vorrichtung,
wobei diese beiden Vorrichtungen gleichzeitig in einem Steuerkreis geschaltet sein
können.
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Aus der Betrachtung der Fig. 22 ergibt sich, daß die Steuerplatte
Po in derselben Weise gesteuert wird wie der Körper des in Fig.7 gezeigten Triebwerks.
Die Steuerplatte kann ihrerseits, wie in Fig. 15 gezeigt, auf n Kolben wirken, welch
letztere eine entsprechende Anzahl von Betätigungsorganen Sa bis Sli steuern, die
den jeweiligen Triebwerken eine bestimmte Winkelbewegung in den jeweiligen radialen
Ebenen erteilen können, in welchen diese Triebwerke schwenkbar gelagert sind. Die
Kraft für die Steuerung kann durch einen elektrischen Generator Ge geliefert werden,
und die Veränderung dl der Lage der jeweiligen Kolben unter der Wirkung der
Steuerplatte kann zur Veränderung des Wertes der Widerstände, wie beispielsweise
ra und rb verwendet werden, die die gewünschte Stromveränderung hervorrufen, welche
die Arbeitsweise der erwähnten Betätigungsorgane steuern.
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In Fig. 18 bis 21 sind verschiedene Fälle der Steuerwirkung gezeigt.
Aus Fig. 22 ist ferner ersichtlich, daß der Punkt O" der schwenkbaren Lagerung der
Steuerplatte längs der Symmetrieachse des Verteilungssystems unter der Wirkung einer
geeigneten Steuerung bewegt werden kann. Für diesen Zweck ist ein zusätzlicher Steuerhebel
M zur Veränderung der Länge 1, vorgesehen, so daß gleichzeitig allen Kolben eine
Schiebebewegung von einem Wert gleich ±4M erteilt werden kann. Dies hat eine gleichzeitige
Betätigung aller Triebwerkseinheiten zur Folge, was eine Verbreiterung oder Verengung
des Kräftestrahls mit einer entsprechenden Veränderung des Wertes der Resultierenden
dieser Kräfte in Abhängigkeit vom Kosinus des Neigungswinkels dieser Kräfte in bezug
auf die Achse GZ bewirkt. Auf diese Weise kann eine Einstellung des Gesamthubes
mit großer Genauigkeit vorgenommen werden.
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Wie ersichtlich, können auf diese Weise alle Triebwerkseinheiten gleichzeitig
durch das Verschieben
des Punktes O" betätigt werden. Andererseits
können durch Veränderung der Winkellage der Steuerplatte die einzelnen Strahltriebswerke
um ihren Schwenkpunkt O" unterschiedlich betätigt werden.
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Fig. 18 und 20 zeigen die Steuerplatte in der Winkellage, in welche
sie durch eine Bewegung über eine bestimmte Strecke -dµ bewegt worden ist, um eine
bestimmte Verbreiterung des einen Zustand stabilen Gleichgewichts bestimmenden Kräftestrahls
hervorrufen.
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Fig. 20 zeigt die Steuerplatte in einer Winkellage, in welcher ihre
Achse 0"Z' einen Winkel 0' mit der Achse 0"Z" des Verteilers einschließt, in welche
Lage sie aus der in Fig. 18 gezeigten Lage bewegt worden ist. Daher kann, nachdem
eine bestimmte Verbreiterung des Kräftestrahls bewirkt worden ist, die Richtung
der Resultierenden durch Veränderung der Winkellage der Steuerplatte verändert werden.
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In Fig. 19 ist dagegen der Punkt 0" um eine Strecke +4M bewegt worden
und die Steuerplatte in einer Lage gezeigt, in welcher keine Wirkung auf die Triebwerke
ausgeübt wird, solange der Flugkörper nicht eine gewisse Neigung angenommen hat.
Die Triebwerke bleiben in einem solchen Fall parallel zur Achse GZ.
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In der in Fig. 21 gezeigten Lage wirkt die Steuerplatte unterschiedlich
auf die verschiedenen Kolben und bewirkt daher eine winkelige Verstellung der Triebwerke.
Diese Wirkung ist das Ergebnis der Neigung der Steuerplatte aus ihrer in Fig. 19
gezeigten neutralen Lage, wobei diese unterschiedliche Wirkung wegen des zwischen
der Platte und dem Kolben der Neutrallage gelassenen Spiels nur stattfindet, nachdem
der Steuerplatte eine gewisse Neigung erteilt worden ist. Daher tritt eine Richtungsbeeinflussung
der Steuerung nur ein, wenn die Dauer einen bestimmten Wert überschreitet. Eine
solche Anordnung ist beispielsweise in einem Falle wünschenswert, in welchem die
Stabilität des Flugkörpers aerodynamisch innerhalb eines bestimmten Winkels gehalten
wird und über diesen Winkel hinaus gesteuert werden soll.
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Auf diese Weise wird eine stabilisierende Wirkung nur bei einer einen
bestimmten Winkel übersteigenden Neigung hervorgerufen.
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Fig. 23 zeigt eine Ausführungsform der Erfindung, bei welcher der
lenkbare Flugkörper einerseits mit einem Triebwerk ausgerüstet ist, das eine feste
Richtung Rp hat, die der Richtung der Symmetrieachse des Flugkörpers folgt, wobei
ferner ein Kranz von Triebwerken Cb vorgesehen ist, die durch die im vorangehenden
beschriebenen Mittel gesteuert werden können, um eine resultierende Vortriebskraft
Rb von steuerbarer Richtung und Stärke zu erzeugen. Das feststehende Triebwerk kann
durch eine Startrakete gebildet werden.
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Eine weitere Ausführungsform der Erfindung ist in Fig. 24 gezeigt.
In diesem Falle werden Vortriebskräfte von fester Richtung f1, f2 und f3, die eine
Resultierende Rp ergeben, durch eine Mehrzahl von Triebwerkseinheiten erzeugt, die
gleichmäßig um den Umfang des Flugkörperrumpfes verteilt sind, während eine gesteuerte
Kraft Ro durch eine einzige Triebwerkseinheit Co erzeugt wird, die mit dem Flugzeug
Cp an einem Punkt 0 gelenkig verbunden ist, welcher auf der Symmetrieachse GZ des
Flugkörpers und vor dem Schwerpunkt G des Flugkörpers in der Richtung dieser Kraft
liegt.
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Fig. 25 zeigt eine Draufsicht des in Fig. 24 dargestellten lenkbaren
Flugkörpers. Fig. 26 zeigt eine weitere Ausführungsform der Erfindung, bei welcher
die Vortriebskräfte durch die Summierung einer einzigen Kraft und einer- Gruppe
von Kräften gebildet werden. Die einzige Kraft Ro wird durch ein Triebwerk erzeugt,
das kardanisch in unmittelbarer Nähe des Schwerpunktes des Flugkörpers aufgehängt
ist. Was die Kräftegruppe betrifft, so werden diese durch Triebwerkseinheiten erzeugt,
die am Flugkörper in der Weise gelagert sind, daß die Resultierende aller Vortriebskräfte
am Flugkörperrumpf immer an einem Punkt angreifen, der sich auf der Symmetrieachse
GZ des Flugkörperrumpfes und vor dem Schwerpunkt G desselben in der Wirkungsrichtung
dieser Kräfte befindet.
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Hierzu ist zu erwähnen, daß die Erfindung nicht auf die verschiedenen
Ausführungsformen beschränkt ist, die beschrieben und dargestellt worden sind, und
daß verschiedene Kombinationen von Triebwerkseinheiten mit fester oder veränderlicher
Richtung innerhalb des Rahmens der Erfindung vorgesehen werden können, wobei die
zu erfüllende Voraussetzung immer darin besteht, daß die Resultierende der Vortriebskräfte,
die auf den Flugkörperrumpf wirksam werden, an einem Punkt angreifen, der sich auf
einer bestimmten Trägheitsachse des Rumpfes und vor dessen Schwerpunkt in der Wirkungsrichtung
der Resultierenden befindet, wobei diese Resultierende andererseits gezwungen wird;
eine bestimmte Richtung einzuhalten.
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In der vorangehenden Beschreibung sind verschiedene Fälle untersucht
worden, jedoch war bei allen Fällen, bei welchen der Flugkörper mit einer Mehrzahl
von Triebwerkseinheiten ausgerüstet war, die Zahl dieser riebwerkseinheiten mindestens
gleich drei. Diese Anordnung ist in Übereinstimmung mit dem Grundsatz der schwenkbaren
Lagerung der Triebwerkseinheiten erforderlich, die gemäß der Fig. 8 vorgesehen worden
ist, um eine Stabilisierung des lenkbaren Flugkörpers in allen Lagen der Achse BB'
in der Ebene XGY zu erreichen.
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Es ist jedoch auch möglich, einen lenkbaren Flugkörper gemäß der Erfindung
mit nur zwei Triebwerkseinheiten vorzusehen. In einem solchen Fall werden die Triebwerkseinheiten
einander diametral gegenüberliegend angeordnet, und zwar symmetrisch in bezug auf
eine gewünschte Symmetrieachse.
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Eine solche Anordnung ist in Fig. 27 gezeigt, während die Fig. 28
und 29 die Anwendung eines solchen Systems auf ein Nurflügelflugzeug zeigt.
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In Fig. 27, die für die Zwecke der Erläuterung soweit als möglich
vereinfacht worden ist, sind bei Cb1 und Cb2 zwei Strahltriebwerkseinheiten gezeigt.
Diese Triebwerkseinheiten sind um die Achsen aa' schwenkbar, die parallel zueinander
und mit einer gemeinsamen Achse gekuppelt sind, welche mit der Achse xx des Flugkörperrumpfes
zusammenfällt und die Achse GZ in einem Punkt schneidet, der vor dem Schwerpunkt
des Rumpfes in der Wirkungsrichtung der Resultierenden der Vortriebskräfte liegt.
Diese Verbindungsachse ist um ihre geometrische Achse drehbar in der Weise, daß
das aus den beiden Strahltriebwerkseinheiten bestehende Aggregat nach der einen
oder nach der anderen Richtung gedreht werden kann. Daher hat jede Triebwerkseinheit
ebenso wie bei den vorangehend beschriebenen Ausführungsformen einen einzigen Freiheitsgrad
in der Richtung Py und ist in der radialen Ebene, in der es gelagert ist, winklig
beweglich. Bei dieser Ausführungsform sind jedoch die beiden Strahltriebwerkseinheiten
in der gleichen Ebene winklig verstellbar, während diese Ebene selbst um
den
Winkel cx um die geometrische Achse der die Achsen aa' der schwenkbaren Aufhängung
der beiden Strahltriebwerkseinheiten verbindenden Achse winklig beweglich ist. Auf
diese Weise wird den Strahltriebwerkseinheiten ein zweiter Freiheitsgrad gegeben,
was die Schaffung der Bedingungen für einen stabilen Gleichgewichtszustand des nur
mit zwei Triebwerkseinheiten ausgerüsteten Flugkörpers ermöglicht.
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Jede der Triebwerkseinheiten unterliegt der Steuerung eines Bezugsrichtungsgebers
der im vorangehenden beschriebenen Art. Das System umfaßt bei dieser Ausführungsform
eine Hilfskrafteinrichtung Sx, die der die beiden Triebwerkseinheiten tragenden
Achse Winkelbewegungen um den Winkel 99x erteilen kann, und zwei Hilfskrafteinrichtungen
S1 und S2, die die Triebwerkseinheiten Sf 1 und Sf 2 um ihre jeweiligen Schwenkachsen
aa' um den Winkel qgy verschwenken und winklig verstellen können. Diese letztgenannten
Hilfskrafteinrichtungen S1 und S2 werden ihrerseits wahlweise durch eine Hilfskrafteinrichtung
Sy gesteuert, die gleichzeitig wie die Hilfskrafteinrichtung Sx der Steuerung des
Bezugsrichtungsgebers unterworfen ist. Die in Verbindung mit der vorangehenden Ausführungsform
beschriebene Platte wird in diesem Fall durch einen doppelarmigen Schwinghebel b
ersetzt, der auf den einen oder den anderen von zwei Druckkolben K1 und K2 einen
Druck ausübt, von denen jeder durch seine Lage einen Potentiometer r1 und r2 steuert
zur Veränderung des Stromes, der den Hilfskrafteinrichtungen S1 bzw. S2 über Relais,
die der Einfachheit halber nicht dargestellt worden sind, zugeführt werden.
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Wenn die Triebwerkseinheiten um ihre jeweiligen Achsen um den gleichen
Winkel bewegt werden sollen, wird der doppelarmige Schwinghebel b als Ganzes längs
der Achse GZ unter der Wirkung eines nicht gezeigten, jedoch für die Steuerung der
Steuerplatte bei der vorangehend beschriebenen Ausführungsform ähnlichen Steuerorgans
als Ganzes bewegt.
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Hieraus ergibt sich, daß bei der Ausführungsform nach Fig. 27, wenn
eine der Triebwerkseinheiten unter der Wirkung ihrer Hilfskrafteinrichtung in bezug
auf die Symmetrieachse OZ' der die beiden Triebwerkseinheiten enthaltenden Ebene
verschwenkt wird, so daß sie in bezug auf diese Achse eine Winkellage einnimmt.
die von dieser abweicht, welcher in bezug auf die gleiche Achse durch die andere
Triebwerkseinheit eingenommen wird, die Resultierende der beiden Kräfte von der
Achse GZ des Flugkörpers abweicht, so daß sie diese Achse nicht mehr schneidet.
Der Flugkörper wird jedoch immer noch im Gleichgewichtszustand gehalten, da der
Rumpf des Flugkörpers um seinen Schwerpunkt in eine solche Richtung verdreht wird.
daß die Resultierende der Vortriebskräfte wieder so zurückverlegt wird, daß sie
die Achse GZ schneidet. Die Resultierende der Vortriebskräfte schneidet daher die
Achse GZ nicht in jedem Zeitpunkt. Diese Erscheinung ist jedoch nur vorübergehend,
da die Resultierende selbsttätig in eine Richtung zurückkehrt, in welcher sie diese
Achse wieder schneidet.
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Hierbei ist zu erwähnen, daß diese Ausführungsform eher eine Ausnahme
von den normalen Verhältnissen bildet, die gemäß der Erfindung erzielt werden, da
bei allen anderen Ausführungsformen die Resultierende der Vortriebskräfte immer
die gewählte Trägheitsachse des Flugkörperrumpfes schneidet.
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Die Ausführungsform nach Fig. 27 wird insbesondere auf lenkbare Flugkörper
anwendbar, die die Form flacher Körper haben, bei welchen die beiden Triebwerkseinheiten
auf jeder Seite der Symmetrieebene dieses flachen Körpers angeordnet werden können.
Ein Beispiel einer solchen Anwendungsform der Erfindung ist in Fig. 28 und 29 gezeigt.
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Fig. 28 und 29 zeigen in schematischer Darstellung ein Nurflügelflugzeug.
Das Nurflügelflugzeug ist mit Cp bezeichnet und trägt zwei Triebwerkseinheiten Cb1
und Cb2, die auf jeder Seite der Tragflügelebene angeordnet sind.
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Fig. 30 und 31 zeigen einen Flugkörper gemäß der Erfindung im Flugzustand,
d. h. der Wirkung von Flugkräften ausgesetzt; Fig. 30 zeigt diesen lenkbaren Flugkörper
in einer Fluglage, die im wesentlichen der waagerechten Richtung folgt, und Fig.
31 zeigt den gleichen lenkbaren Flugkörper in einer Fluglage, die im wesentlichen
der senkrechten Richtung folgt.
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Bei R ist wieder die Resultierende der Vortriebskräfte gezeigt und
bei P der Vektor, der die Schwerkraft darstellt. Die Schwerkraft P greift im Schwerpunkt
G des Flugkörpers an und die Kraft R in Punkt 0. Die Luftkräfte sind durch ihre
Resultierende F dargestellt, die am Flugkörper am Punkt o angreift, welches der
Schnittpunkt der Luftkräfte und der Achse GZ ist.
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Bei D ist die Bezugsrichtung gezeigt, bei v der Geschwindigkeitsvektor
des Flugkörpers, bei i der Anstellwinkel, bei 4i die Augenblicksveränderung des
Anstellwinkels (Fig. 31), bei B der durch die Achse GZ mit der Bezugsrichtung D
gebildete Winkel und bei 0 der durch die Resultierende R mit der gleichen Achse
GZ gebildete Winkel.
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Fig. 30 stellt die Möglichkeit des Ausgleichs der Luftkraftmomente
durch die Momente dar, die dadurch entwickelt werden, daß der Vortriebskraftresultierenden
R oder ihrer bestimmten Verlagerung ein Winkel p mitgeteilt wird, um den Flugkörper
absichtlich in eine Lage mit einem Anstellwinkel i zu bringen, welcher eine Luftkraftresultierende
F mit einer Geschwindigkeit v erzeugt oder reziprok selbsttätig das Drehmoment der
Kraft F mit dem Anstellwinkel i.
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Hierbei muß natürlich der Flugkörperrumpf eine geeignete Form haben,
beispielsweise wie in den erwähnten Figuren schematisch dargestellt.
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Insbesondere ergibt sich aus Fig. 31, daß die Stabilisierungsvorrichtungen
gemäß der Erfindung des Flugkörpers in einem Zustand stabilen Gleichgewichtes halten,
beispielsweise während des Steigens nach dem Start, bevor durch die Geschwindigkeit
Stabilisierungskräfte von geeigneter Stärke erzeugt werden. Dies ist besonders wichtig,
wenn die Gestaltung des Flugkörpers derart ist, daß er eine natürliche Stabilität
in der Bewegungsrichtung nur hat, wenn er sich mit ausreichender Geschwindigkeit
bewegt.
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Hieraus ergibt sich ferner, daß es mit bekannten auf die Lage des
Angriffspunktes der Luftkräfte wirkenden Mitteln nicht möglich ist, die Stabilisierung
des Flugkörpers beim senkrechten Abwärtsflug desselben in Richtung zum Erdboden
zu erzielen, außer bei Geschwindigkeiten, die hoch genug sind, Luftkräfte von der
Stärke zu erzeugen, die erforderlich ist, um diese Stabilisierung zu bewirken.
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Im Gegensatz dazu wird mit der Vorrichtung gemäß der Erfindung die
Stabilität des Flugkörpers selbst bei sehr geringen Geschwindigkeiten oder bei der
Geschwindigkeit Null erzielt. In der Tat ergibt sich, daß im Falle der Erfindung
das aufrichtende Drehmoment proportional dem Wert der Resultierenden R ist, was
insbesondere einen stationären Flugzustand
sowie die senkrechte
Abwärtsbewegung des gemäß der Erfindung ausgerüsteten lenkbaren Flugkörpers mit
sehr geringer Geschwindigkeit ermöglicht, um einen heftigen Aufschlag auf dem Erdboden
beim Landen zu verhindern.
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Fig. 32 :stellt einige charakteristische Merkmale der Flugbahnen dar,
denen ein lenkbarer Flugkörper oder insbesondere ein Flugzeug, das gemäß der Erfindung
ausgerüstet und mit geeigneten Tragflächen versehen ist, folgen kann. Der lenkbare
Flugkörper kann beispielsweise senkrecht steigen und zum Erdboden mit einer Geschwindigkeit
zurückkehren, die sich dem Wert Null nähert, wie bei 1 gezeigt. Beim Start vom Erdboden
mit einer Geschwindigkeit, die sehr nahe an dem Wert Null liegt, kann das Flugzeug
senkrecht bis zur einer Höhe steigen, in welcher seine Geschwindigkeit einen Wert
vt oder eine Übergangsgeschwindigkeit erreicht, bei welcher seine Stabilität durch
seine eigenen aerodynamischen Elemente aufrechterhalten wird, wobei die Stabilität
des Flugkörpers zwischen dem Erdboden und dieser Höhe (oder zwischen v = 0 und v
= vt) durch die Mittel gemäß der Erfindung erreicht wird, wie im vorangehenden erläutert.
Die Höhe h 1, die für das Erreichen der Geschwindigkeit vt erforderlich ist, ist
vergleichbar dem Startabstand für ein Flugzeug.
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Nachdem die Geschwindigkeit vt erreicht worden ist, kann das Flugzeug
jeder durch seine Eigenschaften und aerodynamische Mittel ermöglichten Flugbahn
folgen, ohne daß ständig zu den Stabilisierungsmitteln gemäß der Erfindung Zuflucht
genommen werden muß. Bei 2 ist ein Flugzeug gezeigt, das genügend Auftrieb hat,
so daß es einer waagerechten Flugbahn mit einer Geschwindigkeit v, die die vorerwähnte
Geschwindigkeit vt übersteigt, folgen kann. Das Flugzeug kann aus jeder solchen
Flugbahn eine senkrechte Flugrichtung einnehmen, wie bei 3 gezeigt. In einer senkrechten
Flugbahn ist das Flugzeug mit Mitteln versehen, die eine Veränderung seiner Geschwindigkeit
ermöglichen und insbesondere die Geschwindigkeit unter den Übergangswert vt herabsetzen,
in welchem Fall die selbsttätige Stabilisierungseinrichtung gemäß der Erfindung
wieder in Wirkung tritt, wobei diese Einrichtung bei allen Zwischenwerten der Geschwindigkeit
einschließlich dem Wert Null, der dem stationären Flugzustand entspricht, wirksam
ist. In einem solchen Flugzustand bleibt der Flugkörper bewegungslos in der Luft
in einer Lage, die nahezu der senkrechten Lage entspricht, je nach den sekundären
Luftkräften, die beispielsweise durch die Bewegung der umgebenden Luft bedingt sind.
Als charakteristisches Merkmal des Flugkörpers kann die senkrechte Mindeststrecke
h 2 betrachtet werden, die für den Übergang von der Geschwindigkeit v oder vt zur
Geschwindigkeit Null erforderlich ist. Die auf diese Weise erreichte Höhe h 2 hängt
nur von den Veränderungen, die der Vortriebskraft auferlegt werden, und von den
verwendeten Bremsmitteln ab.
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Für die Ausführung eines stabilen senkrechten Abwärtsfluges aus der
Lage 3 sind zwei Fälle zu untersuchen: Im ersten Fall ist der Flugkörper mit Mitteln
versehen, durch welche der Schubmittelpunkt von einer Lage in der Nähe des Schwerpunktes
in eine Lage oberhalb dieses Schwerpunktes verlagert werden kann. In diesem Fall
wird sich der Flugkörper in stabiler Weise senkrecht nach unten bewegen, und zwar
bei allen Geschwindigkeiten, die durch seinen aerodynamischen Widerstand und durch
den Wert der den Kräften der Schwere entgegenwirkenden Vortriebskräfte ermöglicht
werden.
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Auf diese Weise ist es möglich, den Flugkörper einen sehr raschen
Abwärtsflug bis zu einem gewissen Abstand über dem Erdboden ausführen zu lassen,
worauf die Geschwindigkeit des Abwärtsfluges vermindert werden kann, so daß der
Erdboden mit einer Geschwindigkeit va erreicht werden kann, die sehr nahe an dem
Wert Null liegt und mit den Stoßdämpfungseigenschaften des Fahrwerks vereinbar ist.
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Im zweiten Fall bleibt der Schubmittelpunkt ständig oberhalb des Schwerpunktes.
In diesem Falle sollte die Geschwindigkeit des Abstiegs auf einen Wert begrenzt
werden, der dem Wert der Stabilisierungskraft, die durch die Vortriebskräfte erzeugt
wird, ein Übergewicht über das Drehmoment gibt, das durch die Luftkräfte und die
Beschleunigungskräfte erzeugt wird. Diese Grenzgeschwindigkeit ist mit vd gekennzeichnet.
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In beiden Fällen sollte die Abstiegsgeschwindigkeit des Flugkörpers
von dem Augenblick an vermindert werden, in dem der Flugkörper einen Mindestabstand
h3 vom Erdboden erreicht hat (s. Lage 4), wobei dieser Abstand von den Mitteln abhängt,
die für die Verringerung der Geschwindigkeit am Flugkörper vorgesehen sind und von
den der Schwerkraft entgegenwirkenden Vortriebskräften in der Weise, daß das Flugzeug
mit der vorerwähnten Geschwindigkeit va landet.
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Die gewünschte Drehung um die Achse GZ kann leicht durch Hilfsmittel,
gesteuerte Düsen oder Ablenkflächen, und, bei geeigneten Geschwindigkeiten, durch
aerodynamische Elemente erzeugt und gesteuert werden.
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Die Grundsätze des lenkbaren Flugkörpers gemäß der Erfindung sind
auf eine große Vielfalt von lenkbaren Flugkörpern anwendbar, welche gemäß ihrer
allgemeinen baulichen und aerodynamischen Eigenschaften hinsichtlich der nachfolgenden
drei Kategorien einen Mangel aufweisen: 1. Flugkörper ohne Auftriebsflächen, die
senkrechte Flugbahnen mit auferlegter seitlicher Abtrift beschreiben können (d.
h. die durch eine Hilfskraft mit Bezug auf die senkrechte Achse seitlich bewegt
werden können). Beispiel: langsam fliegende Lebensrettungsgeräte, Beobachtungsgeräte,
Luftminen, deren Detonation durch »Näherungszündung« oder in ähnlicher Weise bewirkt
wird USW.
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2. Flugkörper mit geringer Auftriebserzeugung, jedoch strömungsgünstiger
Form, die mit Steuerflächen versehen sind in der Weise, daß sie semiballistische
Flugbahnen beschreiben können. Beispiele: Gelenkte oder ferngesteuerte Geschosse,
Raketen, die für stationären Flug in Höhenlagen und für normale Rückkehr zum Erdboden
eingerichtet sind.
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3. Flugkörper, die ein ausreichendes Auftriebsvermögen haben, um bei
Geschwindigkeiten, die einen bestimmten Wert übersteigen, normale aerodynamische
Flugbahnen zu beschreiben. Beispiele: Bewaffnete Jagdflugzeuge von besonders großer
Flughöhe und Steigfähigkeit, die außer den allgemeinen Eigenschaften des Erfindungsgegenstandes,
die Eigenschaften von Flugzeugen haben, mit dein folgenden Vorteil: Beträchtliche
Einsparung an Gewicht und Luftwiderstand durch die Verringerung der Tragfläche,
Vereinfachung derselben, Vereinfachung der Steuerungen, Wegfall des Fahrwerks (von
den letzteren werden nur die
Dämpfungszylinder beibehalten), die
Möglichkeit niedriger Landungsgeschwindigkeiten, so daß das Gewicht der Stoßdämpfer
beschränkt werden kann, die Möglichkeit, daß der Pilot beim Start und beim stationären
Flug eine stehende Lage einnehmen kann, die eine bessere Sicht ermöglicht, während
er beim waagerechten Flug waagerecht liegend ist, von welch letzterer Lage festgestellt
worden ist, daß sie günstig für das Ertragen von Beschleunigungen infolge einer
Krümmung der Flugbahn ist und außerdem eine Verminderung des Gesamtquerschnittes
des Flugzeuges ermöglicht.
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Bei allen im vorangehenden beschriebenen Fällen wurde von der Resultante
R der Vortriebskräfte ausdrücklich angenommen, daß sie einen Wert erreicht, der
größer ist als das Gewicht P des Flugkörpers, was bei Raketentriebwerken oder modernen
Rückstoßmotoren, von denen bekannt ist, daß sie einen Schub erzeugen können, der
etwa das Vierfache ihres Gewichtes beträgt und die mit einer Genauigkeit von einem
Hundertstel ihres Wertes eingestellt werden können, ohne weiteres möglich ist. Diese
Annahme schließt jedoch nicht die Möglichkeit der Anwendung des Prinzips der Erfindung
auf Flugzeuge aus, bei welchen Schwebekräfte in Wirkung treten oder die in ähnlicher
Weise gesteuert werden. Im letzteren Falle könnte der Wert der Resultierenden der
Vortriebskräfte gegebenenfalls niedriger werden als das Gewicht des Flugkörpers,
ohne daß dadurch der Rahmen der Erfindung verlassen wird.