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Bemannter oder unbemannter Flugkörper mit Strahlantrieb zum senkrechten
Starten und Landew auf dem Heck auf unvorbereiteten Plätzen Die Erfindung betrifft
ein auf dem Heck startendes und landendes Flugzeug mit Strahltriebwerken an den
äußeren Enden der Haupttragflächen.
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Mit der vorgeschlagenen Gestaltung des Flugkörpers soll die Gefahr
einer Zellen- oder Triebwerksbeschädigung durch Erdreichfontänen vermindert werden,
welche durch Schubstrahleinwirkung auf unbefestigtem Boden beim senkrechten Starten
und Landen eines Flugkörpers von der Bauart der Hecksitzer entsteht, und darüber
hinaus eine bessere Steuerbarkeit im strahlgetragenen Flugzustand erzielt werden.
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Unter »Hecksitzer« versteht man im allgemeinen bemannte Flugzeuge,
welche auf dem Heck senkrecht starten und landen. Hier werden als Hecksitzer, im
erweiterten Sinne des Wortes, alle auf dem Heck senkrecht startenden und landenden
Flugkörper verstanden, z. B. auch die auf diese Weise startenden unbemannten Flugzeuge
oder Raketen. Nach dieser Charakterisierung kann man z. B. eine Pulverrakete als
die älteste Form eines Hecksitzers bezeichnen.
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Abgesehen von sogenannten Ringflüglern, die eine wesentliche Abkehr
von der konventionellen Bauform eines- Flugzeuges darstellen, geht die Entwicklung
der Hecksitzerflugzeuge zunächst in die Richtung einer Anpassung der, klassischen
Flugzeugform an die Bedingungen des vertikalen Starts und der vertikalen Landung,
wobei nur geringe Abweichungen von der erprobten Form für den Hochgeschwindigkeitsflug
für den Landefall gemacht werden.
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Ein strahlgetragenes senkrechtes Starten oder Landen wird bekanntlich
mit Mehrverbrauch an Treibstoff erkauft. Diese Start- und Landeart wird jedoch dann
angestrebt, wenn eine übliche Startbahn aus besonderen Gründen, z. B. aus wehrtechnischen
Überlegungen, als unzulässig gilt, z. B. wenn ein grenznahes Gebiet mit den dort
stationierten Jagdflugzeugen geschützt werden soll.
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Die bekannten Hecksitzerflugzeuge starten und landen auf stark befestigtem
Boden, z. B. auf Beton. Beim Senkrechtstart von Raketen müssen ebenfalls besondere
Vorkehrungen zur Befestigung des Bodens, z. B. durch bodenfeste Strahlablenkvorrichtungen
oder Betonpflaster, getroffen werden.
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Der Vorteil eines herkömmlichen Hecksitzerflugzeuges besteht bekanntlich
darin, daß es von einer kleinen Betonplattform starten kann. Man spart damit viel
Platz, und, das ist das Wichtigste, man kann von getarnten Plätzen starten. Es ist
nicht schwer, den Hecksitzer beim Start auf einer solchen Plattform aufzustellen.
Die Landung ist dagegen schon mit einigen Schwierigkeiten verbunden. Der Pilot hat
bei dieser Landung, ähnlich wie auch bei einer gewöhnlichen Flachlandung, die Maschine
auf scharf begrenzten und sorgfältig vorbereiteten, z. B. betonierten Landeplätzen
aufzusetzen. Das Verfehlen einer sinngemäß sehr klein gehaltenen, vorbereiteten
Landefläche bedeutet eine große Gefahr für den Hecksitzer wegen möglicher Beschädigungen
durch Erdfontänen, die ein vertikaler Schubstrahl kurz vor dem Aufsetzen der Maschine
auf unbefestigtem Boden erzeugen würde. Bei ungenügender Bodensicht und Seitenwind
wird eine derartige gezielte Landung ein perfektioniertes elektronisches Boden-Bord-Lande-Leitsystem
erfordern.
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Gewiß läßt sich durch größere betonierte Landeflächen, durch Anlegung
von ausreichend vielen vorbereiteten Ausweichlandeplätzen und Vergrößerung des Aktionsradius
des Hecksitzers, um diese Ausweichplätze bei schlechter Bodensicht am ursprünglichen
Bestimmungsort anfliegen zu können, die Landebetriebssicherheit eines herkömmlichen
Hecksitzers weiter erhöhen bzw. der elektrcnische Landeaufwand verringern.
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Die oben aufgeführten Maßnahmen tragen jedoch nicht dazu bei, die
bekannte taktische Forderung nach Starten und Landen auf unvorbereiteten Plätzen
zu erfüllen. Sie befreien den Hecksitzer auch nicht von der Gefahr, bei einer Notlandung
durch Erdfontänen beschädigt zu werden.
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Die Entstehung von Erdfontänen hängt von der Bodenbeschaffenheit und
der kinetischen Energie eines konzentrierten Schubstrahls bei dessen Auftreffen
auf dem Boden ab. Die Wirkung des Schubstrahls nimmt dabei mit der Vergrößerung
des Bodenabstandes der Sirahlaustritte stark ab.
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Als einfachstes Mittel zur Verringerung des Strahleinflusses auf die
Bodenoberfläche bietet sich somit die Vergrößerung des Bodenabstandes der Triebwerkaustritte
an.
Der Vergrößerung dieses Bodenabstandes sind bei gleichzeitiger
Beibehaltung einer konventionellen Flugzeugform beim Hecksitzer Grenzen gesetzt.
Einerseits kann man keine allzu hohen spinnenartigen Landebeine verwenden Diese
würden eine Vergrößerung der Gesamthöhe des Hecksitzers, dadurch eine Vergrößerung
der Standbasis zur Sicherung der Kippstabilität im Stand und somit einen beträchtlichen
Gewichtsmehraufwand bedeuten. Andererseits will man gerne die Lage der Schubaustritte
am Heck oder zumindest zwischen dem Heck und dem Schwerpunkt beibehalten. Eine eventuelle
Verlegung der Schubaustritte viel weiter nach vorn bzw. bei vertikaler Rumpflage
eines Hecksitzers weiter vom Boden weg nach oben müßte auf Kosten der gewohnten
und erprobten Form eines Überschallflugzeuges erfolgen.
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Um dem senkrechten Starten oder Landen solche Konzessionen einzuräumen,
sollten schon besondere Gründe vorliegen..
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Als eine Begründung wird dabei die bereits erwähnte Verminderung der
Erdfontänengefahr bzw. die Erfüllung der bereits erwähnten taktischen Forderung
nach Starten und Landen auf unvorbereiteten Plätzen geltend gemacht. Als ein weiterer
Grund wird eine denkbare Verbesserung der Steuerbarkeit im strahlgetragenen Zustand
nachstehend beschrieben.
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Aus der Mechanik des strahlgetragenen Fluges ist bekannt, daß ein
Flugkörper mit körperfestem Schubvektor, welcher durch den Schwerpunkt des Flugkörpers
geht, sich in einem indifferenten Stabilitätszustand befindet. Als strahlgetragener
Flug wird dabei ein Flugzustand verstanden, bei welchem sowohl der Auftrieb als
auch die Vortriebskräfte und Steuermomente mittels Strahlantriebs erzeugt werden.
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Bei Verwendung von mehreren örtlich getrennten Schubstrahlen für Steuerzwecke,
wobei zur Erzeugung des Auftriebs bzw. Vortriebs ein gesonderter Schubstrahl oder
Schubstrahlen dienen, lassen sich bekanntlich beliebig gute Steuereigenschaften
im strahlgetragenen Flug erzielen. -Um jedoch den gesteckten Rahmen nicht zu überschreiten,
wird die nachstehende Betrachtung des strahlgetragenen Fluges nur auf solche Schubanordnungen
beschränkt, bei welchen der Auftriebs- bzw. Vortriebsschab einfachheitshalber gleichzeitig
auch für Steuerungs-:wecke mit verwendet wird. Zur besseren Übersicht werden ferner
die eventuell mehreren vorhandenen Schubstrahlen durch einen einzigen resultierenden
Schubvektor :ersetzt.
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Eine Steuerung des Flugkörpers im strahlgetragenen Zustand mittels
diesem Schubvektor ist nur dann wirksam, wenn eine- willkürliche Verlagerung des
Schubvektors aus dem Schwerpunkt möglich ist.
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Für die Steuermomenterzeugung im strahlgetragenen Flug sind die Lage
des Angriffspunktes des resultierenden Schubvektors relativ zum Schwerpunkt des
Flugkörpers, seine Richtung und sein Betrag von Interesse. Während der Schubvektorbetrag
nur auf die Größe des Steuermomentes einen Einfluß ausübt, ändern sich mit der Lage
des Schubangriffspunktes und mit der Richtung des Schubvektors sowohl der Sinn als
auch der Betrag des Steuermomentes.
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Eine der bekanntesten Steuermethoden, ist die Schubvektorpendelung
um einen zellenfesten Schubangriffspunkt. Nach der Lage des Angriffspunktes unterscheidet
man dabei bekanntlich zwei Steuerarten: mit Schubangriffspunkt unter dem Schwerpunkt
und mit Schubangriffspunkt über dem Schwerpunkt.-In beiden Fällen ist zur Beibehaltung
einer Fluglage heim Auftreten von Störmomenten (Wind, Böen, Schubunsymmetrien) die
Lage der Zelle zu überwachen und sind die Störmomente durch Gegenmomente, die bei
Änderung der Schubvektorrichtung entstehen, zu neutralisieren.
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Im zweiten Fall allein, d. h. bei Angriffspunkt der Schubkraft oberhalb
des Schwerpunktes, ist es außerdem grundsätzlich möglich, durch eine künstliche
Festhaltung, z. B. Stabilisierung der Schubrichtung im Raum, eine selbsttätige Auskompensierung
der Störmomente durch Neigung der Flugkörperachse zu erreichen. Die Mittel und der
Aufwand dürften jedoch zur Festhaltung der Schubachse im Raum etwa die gleichen
sein wie die zur Festhaltung der Flugkörperachse bei veränderbarer Schubrichtung.
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Aus steuerungstechnischen Gesichtspunkten erscheint es daher zunächst
gleichgültig, ob der Angriffspunkt der Schubkraft über oder unter dem Schwerpunkt
liegt. Als beachtenswert bleibt dabei der Abstand zwischen dem Schubangriffspunkt
und dem Schwerpunkt, welcher in beiden Fällen als Hebelarm in die Größe des erzeugten
Steuermomentes eingeht.
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Dieser Hebelarm ist bei Jagdflugzeugen mit Schubaustrittsöffnung weit
hinten am Heck besonders groß, und die Anbringung von Schubablenkvorrichtungen an
dieser Stelle zur Erzeugung der Längs- und Giersteuermomente bietet sich von selbst
an. So ist auch verständlich, daß die ersten Versuchsmodelle der Hecksitzerflugzeuge
sich dieses Steuerprinzips bedienten. Man erhält somit die klassische Form des Flugzeuges
und ermöglicht gleichzeitig die Steuerbarkeit des Hecksitzers im strahlgetragenen
Flug, ohne besondere Konzessionen für den Landefall machen zu müssen.
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Bei derartigen Hecksitzern ist der Schubauftriebsverlust bei Erzeugung
von Steuermomenten mittels Pendeleng des Auftriebsschubs in vertikaler Fluglage
und bei kleinen Winkelablagen des Schubs gering und kann durch eine leichte Schuberhöhung
ersetzt werden. Wenn dagegen zur Erzeugung von größeren Steuermomenten eine größere
Winkelablage erforderlich ist und der Auftriebsschub durch eine schräge Fluglage
des Hecksitzers bereits stark geschwächt ist, dann wird die Steuerbarkeit des Hecksitzers
durch die Schubauftriebsverluste beeinträchtigt.
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Starke Störmomente können z. B. durch harte Seitenböen unmittelbar
nach dem Abheben des Hecksitzers vom Boden entstehen oder bei starkem Seitenwind
beim Aufsteigen aus windgeschützten Startplätzen auftreten, sowie beim Landemanöver
durch Abreißen der Luftströmung im Übergang vom Horizontalflug in eine schubgetragene
oder gebremste vertikale Landung vorkommen.
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Eine starke Längsneigung des Hecksitzers kann im strahlgetragenen
Flug z. B. während Start und Landemanöver, insbesondere bei starkem Seitenwind oder
beim Übergang vom Horizontalflug in einen Vertikallandeflug, entstehen.
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An Hand der Fig. 1 sollen die Steuerverhältnisse in einer vertikalen
Fluglage kurz besprochen werden. In Fig. 1 a sei 1 der Rumpf eines strahlgetragenen
Hecksitzers. In seinem Schwerpunkt 2 wirkt senkrecht nach unten gerichteter Gewichtsvektor
G und im Punkt 3 unterhalb des Schwerpunktes in entgegengesetzter Richtung ein betraggleicher
Schubvektor S. Der Abstand zwischen dem Schwerpunkt 2 und Angriffspunkt 3 des Schubvektors
S sei d. Beim Auftreten eines Störmomentes M,
z. B. im Uhrzeigersinn,.
kann dieses bekanntlich durch eine Schubablenkung um einen Winkel + ß ausgeglichen
werden, wobei ein Steuer- oder Rückführmoment M,= 1S1dsinß entsteht, während sich
die vertikale Schubkomponente wie folgt verringert: S2, _ S cos ß.
In
Fig. 1 b werden zu Vergleichszwecken entsprechende Verhältnisse beim Angriffspunkt
der Schubkraft oberhalb des Schwerpunktes gezeigt. Die Beziehungen Mr=!S@dsinß Sz,=jSjcosß
sind d;eselben wie im ersten Fall, lediglich der Schubablenkwinkel ß zeigt in eine
entgegengesetzte Richtung. In vertikaler oder nahezu . vertikaler Fluglage des Hecksitzers
entstehen also bei Schubstrahlpendelung um einen zellenfesten Punkt bei beiden Steuerarten
gleiche Auftriebsverluste.
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Bei einer geneigten Längsachse des Hecksitzers sind die Verhältnisse
anders.
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Die weiteren Überlegungen sollen zeigen, daß hier ein oberhalb des
Schwerpunktes liegender Schubangriffspunkt flugmechanische Vorteile gegenüber einem
tiefliegenden Schubangriffspunkt im strahlgetragenen Zustand bringen kann.
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In Fig. 2 werden zu diesem Zweck die beiden Steuerarten bei einer
Neigung'der Längsachse um beispielsweise einen Winkel von a = 40° aus der Lotrichtung
schematisch gezeigt, und- zwar in Fig. 2a bei tiefgelagertem und in Fig. 2b bei
hochgelagertem Angriffspunkt der Schubkraft. Infolge der Längsachsenneigung verringert
sich hier die vertikale Schubkomponente S., schon vor der Schubablenkung in beiden
Fällen auf S,=19 1 cosa=0,76151. Bei Angriff der Schubkraft unterhalb des Schwerpunktes
wird die vertikale Schubkomponente S" bei Neutralisierung eines angenommenen Störmomentes
M mittels Schubumlenkung von z. B. ß = 15° noch zusätzlich verringert auf S,=!S@cos(a+ß)=0,57S1.
Bei Angriff der Schubkraft oberhalb des Schwerpunktes wird sie dagegen vergrößert
auf Sv=1S;cos(a-ß) =0,9151. Dabei ist der Betrag des Rückführmomentes M, in beiden
Fällen gleich groß angesetzt, und zwar: Mr = 1 S ! d sin ß.
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Aus dem Verlauf der vertikalen Schubkomponente S, und des Rückführmomentes
M, in Abhängigkeit vom Schubablenkwinkel ß_ist aus der Fig. 2a und 2b ferner ersichtlich,
daß mit einer weiteren Erhöhung des Rückführmornentes durch Vergrößerung des Ablenkwinkels
ß die vertikale Schubauftriebskomponente SZ, bei ß = 50° im ersten Fall (Fig. 2a)
völlig verschwindet, während sie im zweiten Fall (Fig. 2by bei ß = a = 40° ihren
größtmöglichen Wert Sv erreicht.
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So wird ein bereits halbgekippter strahlgetragener Hecksitzer während
der Neutralisierung des Kippstörmomentes bei einem tiefgelagerten Angriffspunkt
noch mehr an Auftrieb verlieren, bei einem hochgelagerten Angriffspunkt der Schubkraft
dagegen an Auftrieb gewinnen.
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Steuertechnisch wirkt sich das im strahlgetragenen Zustand folgendermaßen
aus: Im ersten Fall (Fig. 2a) wird der Hecksitzer beim Aufrichten noch mehr absinken
und beim Neigen steigen. Im zweiten Fall (Fig. 2b) treten dagegen die einem
Flugzeugführer vertrauten Flugzeugsteuerverhältnisse wieder ein. Beim Ziehen wird
die Maschine steigen, und beim Drücken wird sie sinken.
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Zur Verminderung der Zellenbeschädigung durch Erdfontänen beim Starten
und beim Landen auf unvorbereitetem Boden und zur Erzielung einer besseren Steuerbarkeit
im strahlgetragenen Flug wird bei einem strahl-oder raketenangetriebenen bemannten
oder unbemannten Hecksitzer erfindungsgemäß vorgeschlagen, die Angriffspunkte der
Schubkräfte der Triebwerke mit willkürlich veränderbaren Schubrichtungen über dem
Schwerpunkt des senkrecht stehenden Hecksitzers vorzusehen, wobei die Triebwerke
an den Flügelenden angebracht sind, um die Rumpferhitzung bei Schubstrahlpendelung
zu verringern, und wobei die Schubvektoren vor der Ablenkung parallel mit der Längsachse
liegen.
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Mit oben angegebener Gestaltung des Hecksitzers ist es möglich, durch
eine Schubstrahlpendelung mit zwei Freiheitsgraden die Längs-, Gier- und Rollsteuermomente
im strahlgetragenen und im aerodynamischen Flug willkürlich zu erzeugen.
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Die Erzeugung von Schubstrahlen mit veränderbaren Schubrichtungen
kann z. B. mit Hilfe schwenkbarer Flüssigkeitsraketenöfen, durch Strahlturbinen
mit Spoiler oder nach einem anderen bekannten Prinzip erfolgen. Für Überschall-Hecksitzer
mit mittelgroßem Aktionsradius erscheint z. B. ein Mischantrieb, bestehend aus Flüssigkeitsraketen
und Staustrahltriebwerken, als besonders geeignet.
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Durch ein leichtes Spreizen der Schubstrahlen beim Start oder bei
der Landung kann man gegebenenfalls auch diejenigen kleineren Erdpartikelchen von
der Zelle wegleiten, welche vielleicht auch bei hochliegenden Triebwerken durch
die Schubstrahlen aus dem Boden gerissen werden. Ferner kann durch Spreizen der
Schubstrahlen eine Schubregelung beim Landen vorgenommen werden, sofern die verwendeten
Triebwerke keine stufenlose Regelung des Schubbetrages zulassen.
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Fig. 3 a zeigt eine perspektivische Skizze des vorgeschlagenen Hecksitzers
mit drei gleichen Triebwerken 4 an den Enden von drei axialsymmetrisch angeordneten
Vorderflügeln 5 und mit drei gegenüber den Vorderflügeln um 60° versetzt angeordneten
Hinterflügeln 6 in Tandemanordnung, wobei die Angriffspunkte 3 der Schubvektoren
um einen Abstand d über dem Schwerpunkt 2 des Hecksitzers 1 liegen; Fig. 3b zeigt
diesen Hecksitzer von vorn. Diese Hecksitzergestaltung bietet, bei Beibehaltung
der bereits beschriebenen Vorteile der Verringerung der Erdfontänen und besseren
Steuerbarkeit bei Schubumlenkung im strahlgetragenen Flug, auch eine Möglichkeit
zur Erzeugung von Längs- und Giersteuermomenten mittels Änderung des Schubbetrages
einzelner Triebwerke. Mit einer derartigen kombinierten Schubsteuerung ist es möglich,
die Vorteile einer schnell wirkenden Schubablenksteuerung, um z. B. einen Ablenkwinkel
von ß = 15°, mittels Spoiler mit denen der Erzeugunggrößerer Steuermomente durch
Änderung einzelner Schubbeträge zu ergänzen.
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An Hand der Fig.4 soll diese kombinierte Schubsteuerung näher erläutert
werden. EinfachhEitshalber wird dabei nur eine Steuerebene berücksichtigt, und die
Entfernungen 1 der Triebwerke von der Längsachse 7 in dieser Steuerebene werden
als gleich groß angesetzt, was z. B. einer Hecksitzeranordnung mit Kreuzflügel und
vier Triebwerken entsprechen würde.
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Die Erzeugung des Rückführmomentes M, zum Aufrichten des Hecksitzers
aus einer um den Winkel a gegenüber der Lotrichtung 8 geneigten Fluglage
bzw. zur Herstellung des Gleichgewichts mit einem angenommenen Störmoment M werden
die bereits um einen kleineren
Winkel ß abgelenkten Schubvektoren
9l und 92 noch zusätzlich in ihren Beträgen verändert.
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1911 < 1,92l.
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Für das Rückführmoment gilt dann die Beziehung: ß) M,. = f
S,! (L cos ß + dsinß) - 1 Sl 1 (l cos ß - d sin -dsinß(1S11+1_2i)+lcusß(1g21-1Sl1).
Das Rückführmoment M,. ist aus zwei Summanden zusammengesetzt. Der erste betrifft
die Schubumlenkung und der zweite die Änderung des Schubbetrages. Die Änderung des
Schubbetrages kann z. B. gleichzeitig an zwei Triebwerken so vorgenommen werden,
daß die Summe der Schubbeträge unverändert bleibt. In diesem Fall übt die Steuerung
durch Schubbetrag keinen Einfluß auf die Steuerung durch Schubumlenkung aus. Bei
kleineren Ablenkwinkeln ß ist ferner auch der Einfluß der Schubablenkung auf die
Momenterzeugung mittels Schub_ betragänderung vernachlässigbar (z. B. beiß = 15°
ist cos ß = 0,96). Man kann hier also von einer nahezu reinen Addition der beiden
Steuermomentkomponenten, bestehend aus Schubablenkung und Schubbetragänderung, sprechen.
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Bei einer manuellen Steuerung können z. B. durch geringe Bewegungen
des Steuerknüppels bzw. der Fußpedale aus der Ruhelage die Spoiler der Schubumlenkung
betätigt und durch größere Steuerbewegungen der Schubvektorbetrag beeinflußt werden.
Eine ähnliche Schubbeaufschlagung ist auch bei Schaltung auf Autopiloten oder auch
für unbemannte Hecksitzer denkbar.
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Die oben beschriebene kombinierte Schubsteuerung kann insbesondere
zur Beherrschung der noch wenig erforschten Fluglagen beim Übergang vom Horizontalflug
in die vertikale Hecksitzerlandung von Interesse sein.
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Bei akialsymmetrischer Anordnung der Triebwerke mit drei oder mehr
Flügeln, z. B. nach Fig. 3, kann ähnlich wie bei Kreuzflügelraketen auch bei einer
unbemannten Hecksitzerausführung auf die Rollstabilität verzichtet werden. Bei einer
bemannten Ausführung muß die Rollstabilisierung mit Rücksicht auf den Flugzeugführer
beibehalten werden.
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Es ist jedoch grundsätzlich möglich, mit einem axialsymmetrischen,
bemannten Interceptor eine vom Bordfeuerleitgerät und Autopilot automatisch gesteuerte
letzte Zielanflugphase ohne Veränderung der Querlage zu fliegen und somit die Wendigkeit
der Maschine zu erhöhen. Es wird dabei an eine Unterbringung des Flugzeugführers
im Liegen gedacht, um die Widerstandsfähigkeit des menschlichen Körpers gegen Kurvenbeschleunigung
zu erhöhen und dem Flugzeugführer bessere Bodensicht, z. B. durch eine -Rundsichtkanzel,
bei der Landung und beim Start zu gewähren. Hierzu einige Daten: Ein Mach-3-Interceptor
benötigt zur Durchführung eines Abfangvorganges im Umkreis von z. B. 500 km und
zur Heimkehr etwa 20 bis 30 Minuten, wobei bei einem Kurvenradius von z. B. 25 km
bereits eine Kurvenbeschleunigung von 3,3 g entsteht. Mit Verringerung des Kurvenradius
auf 15 km erhöht sich die Kurvenbeschleunigung auf etwa 5,4 g.
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Bei Einschränkung des kleinsten Kurvenradius auf Beschleunigungen,
die ein Flugzeugführer im Sitzen gut aushalten kann, kann man z. B. den Flugzeugführer
in einer schwenkbaren Kugelkabine nach Anmeldung Nr. 4 unterbringen. Diese Kugelkabine
hat den Vorteil, daß sie dem Flugzeugführer beim Übergang vom Horizontalflug in
die Vertikallandung eine normale Sitzlage gestattet und gleichzeitig als eine druckfeste
auswerfbare Rettungskabine dient. Zur Verringerung des Stirnwiderstandes im Überschallflug
wird ferner eine unsymmetrische Anordnung der Flügel und Triebwerke vorgeschlagen.
Fig.5 zeigt schematisch die Frontansicht eines unsymmetrischen i Hecksitzers mit
drei Triebwerken 4 und drei Hinterflügeln 6 im Horizontalflug. Die negative V-Form
der beiden Tragflügel 5 ist zwecks Erhöhung der Auftriebsbeiwerte verringert und
der Flügel 9 zur Verringerung des schädlichen Widerstandes stark verkürzt; Flügel
9 ist hier zu einem verkleideten Träger für das obere Triebwerk geworden. Die Abstände
h und 1, entsprechen der Beziehung (191 1 + 1 'S2 1) 12 -I
53 1l1# Somit herrscht bei gleich langen Flügeln 5 und gleichen Schüben der
unteren Triebwerke ein Momentausgleich im strahlgetragenen Flug bei ruhender Schubsteuerung.
Die Anordnung bietet im großen und ganzen die gleichen Schubsteuermöglichkeiten,
wie die nach Fig. 3 mit Schubablenkung allein oder mit Schubbetragsteuerung kombiniert.
Die Möglichkeiten, auf die Rollstabilität zu verzichten bzw. ein Ziel ohne Querlageänderung
anzufliegen, entfallen bei dieser Anordnung. Die Hecksitzergestaltung nach Fig.5
oder eine entsprechende unsymmetrische Ausführung mit vier öder mehr Triebwerken
erscheint mit den darin enthaltenen Zugeständnissen zugunsten des aerodynamischen
Flugs insbesondel'e für einen bemannten Interceptor geeignet zu sein. Sie bietet
auch die Möglichkeit, z. B. bei Ausfall des Schubs 9, mit den Schüben 9l und g2
weiterzufliegen _und gegebenenfalls zu landen. Bei Ausfall von S1 oder S2 ist es
ferner möglich, den Flug bei kleinerer Geschwindigkeit mit S3 allein fortzusetzen
und über einem geeigneten Gelände auszusteigen, z. B. im Kriegseinsatz auf der befreundeten
Seite des Kriegsschauplatzes. Ein Hecksitzer konventioneller Bauart-mit einem einzigen
Triebwerk wird dagegen beim Triebwerksausfall nur so weit fliegen können, wie es
ihm sein Gleitwinkel und die momentane Flughöhe erlauben, wobei eine Notlandung
(Bauchlandung) nur unter besonders günstigen Bedingungen möglich ist, z. B. beim
Erreichen einer vom Gegner verschonten langen und, glatten Landebahn.
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Zum Starten und Landen auf dem Heck kann der vorgeschlagene Flugkörper
mit einem spreizbaren Landeheck il (Fig. 3) versehen werden.