DE1481987C - Absturzort Anzeigegerat fur Flugzeu ge - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Absturzort-Anzeigegerät für Flugzeuge, das aus einem beim Aufprall vom hinteren Teil des Flugzeugrumpfes ausstoßbaren Gehäuse und einer in dem Gehäuse stoßgesichert in einem energieabsorbierenden Schaumkunststoff eingebetteten Instrumentennutzlast besteht, wobei das Gehäuse im wesentlichen so als Tragflügelprofil ausgebildet ist, daß das Anzeigegerät nach dem Ausstoß durch Ausnutzung der eigenen kinetischen Energie eine Auftriebskraft erfährt, die es in Querrichtung von der Flugzeuglängsachse wegbewegt.

In der deutschen Patentschrift 1077 536 ist ein abwerfbares Anzeigegerät beschrieben, das zur Befestigung am Heck eines Flugzeuges bestimmt ist. Das Gerät ist an der Oberfläche des Flugzeuges so montiert, daß eine Außenfläche des Geräts eine glatte Fortsetzung der Außenhaut des Flugzeuges bildet. Dieses Gerät kann abgeworfen werden, und zwar entweder unter manueller Steuerung durch den Flugzeugführer oder automatisch beim Absturz oder der Zerstörung des Flugzeuges. In der Patentschrift sind Abwerfeinrichtungen für diesen Zweck dargestellt und beschrieben sowie eine Anzahl von möglichen Bauformen des Anzeigegeräts erläutert.

Das in der vorstehenden Patentschrift beschriebene Anzeigegerät hat ein Gehäuse mit einem Tragflügelprofil. Das Gehäuse ist allgemein flach und hat die Form eines flachen Pyramidenstumpfes. Die Basis der Pyramide ist ein Teil einer Zylinder- oder Kegelfläche. Diese Basis bildet im Gebrauch des Geräts dessen Außenfläche, so daß sie dieselbe Krümmung haben soll wie die Haut des Flugzeuges an der Stelle, an der das Gerät montiert ist. Diese Stelle befindet sich am hinteren Ende des Flugzeuges, normalerweise am Hauptrumpf, so daß die Fläche gewöhnlich beträchtlich gekrümmt ist.

Wie in der vorstehend angegebenen Patentschrift erläutert ist, hat das Gerät ein relativ geringes Gewicht, so daß die kräftigen Auftriebs- und Luft-Widerstandskräfte, die nach dem Abwerfen des Geräts von dem Flugzeug von dem Luftstrom erzeugt werden, die beim Absturz anzunehmende, hohe Geschwindigkeit des Geräts auf eine Geschwindigkeit herabsetzen, bei der das Gerät sicher landen kann, wobei diese zulässige Landegeschwindigkeit erreicht wird, ehe das Gerät mit dem harten Erdboden oder anderen festen Gegenständen in Berührung kommt. Die Instrumentennutzlast des Geräts besteht in erster Linie aus einem Funkfeuer zum Herführen von Suchern, kann jedoch auch Aufzeichnungsgeräte od. dgl. umfassen. Diese Nutzlast ist zentral in dem Gerät montiert und von einer dicken Schicht aus Schaumkunststoff umgeben. Schaumkunststoff ist zäh und leicht und eignet sich ausgezeichnet zur Aufnähme mechanischer Schlagenergie. Bezogen auf sein Gewicht hat er eine hohe Festigkeit, so daß das Gerät den aerodynamischen und den bei der Landung auftretenden Beanspruchungen gewachsen ist. Die Verwendung eines derartigen Materials entspricht auch der Forderung nach einem niedrigen spezifischen Gewicht des Gesamtgeräts. Dieses niedrige spezifische Gewicht ist notwendig, damit gewährleistet ist, daß das Gerät nach dem Abwerfen schnell wegkurvt und gebremst wird, daß es auf dem Wasser schwimmt und in Schnee, Sand, Moor oder anderem relativ losem Gelände nicht zu tief einsinkt.

Nach der genannten Patentschrift wird dieses Gerät an dem Flugzeug so befestigt, daß es von dessen Heck etwas vorsteht oder in einer Tasche angeordnet ist, wobei es gewöhnlich mit einem Rand in die Flugrichtung des Flugzeuges und in die Richtung der Anfangsgeschwindigkeit zeigt, die ihm im Augenblick des Auftreffens erteilt wird. Die Befestigungseinrichtung im Flugzeug umfaßt daher Mittel zum lösbaren Tragen des Anzeigegeräts, derart, daß es mit einem Rand dem Luftstrom zugekehrt ist, sowie Mittel zum schnellen Trennen des vorderen Randes des Geräts von seiner Befestigung. Durch den dadurch verursachten, schnellen Eintritt von Staudruckluft auf der Unterseite des Geräts wird dessen Abwurfgeschwindigkeit erhöht und eine schnelle Drehung des Geräts zu einer Lage hin eingeleitet, in der das Gerät mit vornliegender Breitseite in dem Luftstrom liegt.

Das in der vorstehend angegebenen Patentschrift beschriebene Anzeigegerät ist so ausgebildet und angeordnet, daß es im Flug mit vornliegendem Rand im wesentlichen unstabil ist. Diese Unstabilität führt nach der Freigabe des Geräts aus seiner Halterung dazu, daß sich das Gerät während der Bewegung in der .Luft ständig weiterdreht. .WähreHtLdes größten Teils der Zeit ist das Gerät daher einem hohen Luftwiderstand und nur einem mäßigen Auftrieb ausgesetzt, so daß es schnell verlangsamt wird und seine Flugbahn gekrümmt ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe" zugrunde, das Anzeigegerät derart zu gestalten, daß es nach dem Ausstoß aus dem Flugzeug in einem aerodynamisch stabilen Flug eine bogenförmige Flugbahn beschreibt, die zu Beginn eine aufwärts gerichtete Komponente enthält.

Ausgehend von dem eingangs erwähnten Absturzort-Anzeigegerät wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß nach dem Ausstoß der Schwerpunkt des Anzeigegeräts in Bewegungsrichtung vor dem Druckmittelpunkt angeordnet ist.

Ein nach den Merkmalen der Erfindung ausgeführtes Absturzort-Anzeigegerät besitzt den Vorteil, daß es gegenüber der bekannten Ausführungsform während des Fluges einen sehr viel geringeren Luftwiderstand und einen höheren Auftrieb besitzt. Durch eine entsprechende Zuordnung der für den stabilen Flug ausschlaggebenden Parameter kann man erreichen, daß sich das Gerät im Gegensatz zu der bekannten Ausführung von der Absturzstelle weit genug entfernt, um es vor einer Beschädigung durch Feuer, Explosion oder Splittereinwirkung zu schützen.

Eine beispielsweise Ausführungsform der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt Es zeigt

F i g. 1 eine Ausführungsform des Anzeigegeräts, von unten gesehen,

F i g. 2 das Gerät nach F i g. 1 nach der Linie H-II gesehen,

F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie IH-III in Fig.l,

F i g. 4 in einer ähnlichen Darstellung wie F i g. 1 eine abgeänderte Ausführungsform des Anzeigegeräts,

F i g. 5 in einem Diagramm verschiedene Kennlinien des Verhaltens eines Anzeigegeräts nach dem Absturz des Flugzeuges,

F i g. 6 in einem Diagramm die Kräfte, die im Flug auf das Anzeigegerät wirken,

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F i g. 7 die Anordnung eines Anzeigegeräts am geräts aber in drei Dimensionen betrachtet werden.

Heck eines Flugzeuges, F i g. 5 dient jedoch zur Darstellung einiger der

F i g. 8 das Flugzeug nach F i g. 7 von der Linie maßgebenden Prinzipien. Es ist ein abstürzendes

VIII-VIII gesehen, mit einer schematischen Dar- Flugzeug 30 dargestellt, dessen Bug unter einem

Stellung einer Flugbahn eines Anzeigegeräts nach 5 Winkel θ auf den Erdboden auftrifft. Der Kasten 31

F i g. 4, bezeichnet die Lage des Anzeigegeräts an dem

F i g. 9 eine Darstellung in der Richtung IX-IX in Flugzeug. Hier sei angenommen, daß sich das Gerät

F i g. 8 gesehen, an der Oberseite des hinteren Teils des Rumpfes

F i g. 10 eine ähnliche Darstellung wie F i g. 8, befindet. Zur Berücksichtigung der Verzögerung der

jedoch mit einem Anzeigegerät nach den Fig. 1 io automatischen Freigabe des Geräts, beispielsweise

bis 3, mit Hilfe eines zerbrechlichen Schalters, der im Bug

F i g. 11 eine Darstellung nach der Linie XI-XI in oder in einer Flügelspitze des Flugzeuges angeordnet

F i g. 10, ist, wird angenommen, daß sich das Gerät bis in die

F i g. 12 in einer Seitenansicht eine abgeänderte Lage 31' bewegt hat, wenn der Abwurf erfolgt. Die

Ausführungsform des Anzeigegeräts, 15 strichlierten Linien zeigen daher die Lage des Flug-

F i g. 13 und 14 in Seitenansicht je eine andere zeuges in dem Augenblick, in dem es den Erdboden

Ausführungsform des Anzeigegeräts und berührt. Mit ausgezogenen Linien ist der Zustand

Fig. 15 und 16 eine weitere Ausführungsform im Augenblick der Freigabe dargestellt,

des Anzeigegeräts. Vor der weiteren Beschreibung der F i g. 5 ist eine

Das in den F i g. 1 bis 3 gezeigte Anzeigegerät 10 20 Betrachtung der F i g, 6 zweckmäßig. Diese zeigt in ist im wesentlichen wie in der vorstehend genannten einem Diagramm die Kräfte, die auf das Gerät 10' Patentschrift ausgebildet, jedoch erfindungsgemäß einwirken, wenn es sich längs einer gekrümmten abgeändert. Es besitzt ein Gehäuse 11, das ähnlich Flugbahn 32 bewegt, nachdem es das Flugzeug verausgebildet ist wie in der genannten Patentschrift lassen hat. Um die Erläuterung zu vereinfachen, wird und dessen Innneres mit einer Masse 12 aus einem 25 die Wirkung der Schwerkraft nicht berücksichtigt. In leichten, zähen, energieabsorbierenden Material im jedem Augenblick bewegt sich das Gerät mit einer wesentlichen gefüllt ist. Vorzugsweise besteht dieses Tangentialgeschwindigkeit V. Bei jedem gegebenen Material aus einem der gießbaren Schaumkunststoffe, Anstellwinkel α (dies ist der Winkel der momentanen die zu einem steifen Körper erstarren. Die Nutzlast Bewegungsrichtung gegenüber der Luftmasse und 13 des Geräts ist nicht mehr in dem geometrischen 3° einer Sehne längs der Mittellinie der Außenfläche Mittelpunkt des Gehäuses montiert, sondern vor 14) wirken auf das Gerät ein Auftrieb L und ein diesem Mittelpunkt und oberhalb desselben, wie es Luftwiderstand D ein. Der Auftriebsbeiwert ist am in F i g. 1 gezeigt ist. Man kann annehmen, daß die höchsten, wenn α einen Wert von etwa 30° hat. Der Nutzlast 13 aus einem Funkfeuer und einem Auf- Luftwiderstandsbeiwert nimmt zu einem Maximum zeichnungsgerät besteht. Die Nutzlast kann in 35 zu, wenn der Winkel« annähernd auf 90° steigt, üblicher Weise eingerichtet sein und stellt keinen Aus Gründen, die nachstehend erläutert werden, Teil der vorliegenden Erfindung dar, so daß die liegt der für die Erfindung interessanteste Bereich Nutzlast nicht ausführlich beschrieben ist. Wichtig des Winkels α zwischen etwa 40 und 50°. In diesem ist jedoch die Anordnung der Nutzlast 13 in drei Bereich sind sowohl der Auftrieb als auch der Luft-Dimensionen, weil diese Anordnung die Lage des 40 widerstand beträchtlich, auch wenn keine dieser beiSchwerpunktes des Geräts bestimmt. Dieser Schwer- den Wirkungen ihr Maximum erreicht. Sowohl der punkt liegt vor dem Schwerpunkt des in der vorge- Auftrieb L als auch der Luftwiderstand D wirken nannten Patentschrift beschriebenen Geräts und ein- durch den Druckmittelpunkt P des Geräts und erzeuwärts und oberhalb von ihm. Der Zweck dieser gen zusammen eine resultierende Kraft R. Die Lage Schwerpunktlage wird nachstehend beschrieben. 45 des Druckmittelpunktes P ist nach bekannten aero-Nachtürlich kann dieselbe Wirkung erzielt werden, dynamischen Grundsätzen von der Form des Gehäuwenn die Nutzlast in der Mitte des Gehäuses ange- ses abhängig und liegt nicht fest. Bei einer gegebenen ordnet und zusätzliches schweres Material vor der- Gehäuseform, einem gegebenen Anstellwinkel α und selben und einwärts und oberhalb von ihr vorgesehen einer gegebenen Geschwindigkeit liegt der Druckwird. Da das Gesamtgewicht des Geräts jedoch nor- 50 mittelpunkt beim Flug in normaler Luft jedoch fest, malerweise möglichst niedrig sein soll, wird man es Das Gerät kann sich nicht in einer Geraden weitergewöhnlich vorziehen, das vorhandene Gewicht der bewegen, sondern wird von dieser durch den AufNutzlast dazu auszunutzen, die gewünschte Lage des trieb L abgelenkt. Man kann annehmen, daß es längs Schwerpunktes zu erzielen. Das Gerät 10 hat eine der gekrümmten Flugbahn 32 abgelenkt wird, deren gekrümmte Außenfläche 14 und ebene Flächen 15, 55 Krümmungsradius automatisch so eingestellt wird, 16, 17 und 18, die zusammen mit einer gekrümmten daß die dem Krümmungsradius umgekehrt propor-Innenfläche 19 allgemein einen flachen Pyramiden- tionale Fliehkraft C den Auftrieb L ausgleicht. Die stumpf bilden. Fliehkräfte wirkt durch den Schwerpunkt G des

Wie in dem Gerät 10' in F i g. 4 gezeigt ist, braucht Geräts, ebenso die Verzögerungskraft U. Diese bei-

die Nutzlast 13 nur vorwärts und einwärts verlagert 60 den Kräfte ergeben eine Resultierende R', welche die

zu werden, während die Verlagerung nach oben auch Resultierende R ausgleicht. Wenn die Wirkungslinien

entfallen kann. Im Querschnitt hat das Gerät nach der beiden Resultierenden R und R' nicht überein-

F i g. 4 im wesentlichen die in F i g. 3 gezeigte Form. stimmen, wird auf das Gerät ein Drehmoment aus-

Eine etwas vereinfachte bildliche Darstellung der geübt, das trachtet, die Orientierung des Geräts zu Vorgänge, die beim Absturz eines Flugzeuges statt- 65 verändern, bis diese beiden Resultierenden übereinfinden können, ist in F i g. 5 gegeben. Diese Zeich- stimmen, wie es in F i g. 6 gezeigt ist. Das Gerät kann nung stellt die Vorgänge jedoch nur in zwei Dirnen- um diesen stabilen Zustand etwas pendeln, doch soll sionen dar. In der Praxis muß der Flug des Anzeige- dieses Pendeln schnell verschwinden, so daß das

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Gerät sich mit einem im wesentlichen konstanten Ergebnis von Versuchen und Berechnungen auf der

Anstellwinkel α längs der gekrümmten Flugbahn 32 Grundlage von bestimmten Werten für veränderliche

weiterbewegt. Der Stabilitätsgrad, d. h. die Taumel- Größen, wie beispielsweise der Geschwindigkeit des

Sicherheit, ist vor allem von dem Abstand zwischen Flugzeuges beim Abwurf, ferner dem Gewicht des

den Punkten P und G sowie davon abhängig, wie 5 Geräts und seiner Form. Mit diesen Faktoren wird

sich die Lage des Druckmittelpunkts P mit dem An- auch der optimale Bereich für α verändert. Man kann

Stellwinkel ändert. jedoch durch geeignete Wahl der Form und des

Die Flugbahn ist auch nicht genau kreisförmig, Schwerpunkts des Geräts für α einen Wert erhalten, weil das Gerät an Geschwindigkeit verliert. Die Her- der unter den gegebenen Bedingungen optimal ist, absetzung der Geschwindigkeit bewirkt jedoch eine 10 so daß die Aufgabe der Erfindung erfüllt wird.
Herabsetzung sowohl des Auftriebs als auch der Die Kurve 50 in F i g. 5 soll die niedrigste für das Fliehkraft, so daß die Wirkungen der Veränderungen Gerät 10 mögliche Flugbahn darstellen. Die Kurve dieser beiden Faktoren einander gegensinnig sind 50 ist zu dem Erdboden 51 tangential. Wenn die und das Gerät sich längs einer Flugbahn bewegt, die Kurve 50 eine kleinere Krümmung hätte, würde das einem Kreis verhältnismäßig nahe kommt, wenigstens 15 Gerät etwa an der Stelle 51 oder noch näher bei dem bis das Gerät nur noch eine Geschwindigkeit in der Flugzeug zu Boden stürzen und wahrscheinlich zerNähe seiner zulässigen Landegeschwindigkeit hat, stört werden, erstens weil wahrscheinlich nicht gebeispielsweise eine Geschwindigkeit von etwa 113 km nügend Zeit für einen genügenden Geschwindigkeitspro Stunde. Bei dieser Geschwindigkeit kann die verlust vorhanden ist und zweitens weil es wahr-Wirkung der Schwerkraft nicht mehr vernachlässigt 20 scheinlich nicht weit genug von der Absturzstelle werden. Nach dieser Zeit muß das Flugverhalten des des Flugzeuges entfernt wird, um den Wirkungen des Geräts von einem etwas anderen Gesichtspunkt be- zu erwartenden Feuers oder der Explosion zu enttrachtet werden. Für die beiden in F i g. 6 betrach- gehen. Die Kurve 50 in F i g. 5 entspricht einem Winteten Dimensionen gilt F i g. 6 auch für das in den kel α von 70°, doch ist dies nur eine Annahme. Die F i g. 1 bis 3 gezeigte Gerät 10, dessen Schwerpunkt 25 Kurve ist unter anderem auch von dem Wert von Θ auch seitlich verlagert ist. Wie nachstehend erläutert abhängig. F i g. 5 zeigt verhältnismäßig ungünstige wird, müssen bei der seitlichen Verlagerung des Bedingungen, weil der Winkel Θ verhältnismäßig Schwerpunktes noch weitere Faktoren berücksichtigt groß ist. Bei einem Flugzeug, das sich beim Absturz werden. mehr der Horizontalen annähert, wird eine Be-

F i g. 5 zeigt eine Anzahl von kreisförmigen Flug- 30 rührung des Geräts mit dem Erdboden und Vorbahnen für verschiedene Werte des Anstellwinkels «. Sprüngen, wie Bäumen oder Gebäuden, mit größerer Diese Flugbahnen gelten für ein Gerät, das mit einer Sicherheit vermieden.

Überschallgeschwindigkeit von etwa 1,6 Mach abge- Aus der F i g. 6 geht hervor, daß für einen stabilen worfen worden ist. Wenn α nur 30° ist, beschreibt Flug des Geräts längs einer der in F i g. 5 dargestelldas Gerät theoretisch eine volltsändig kreisförmige 35 ten Flugbahnen der Schwerpunkt G in dem Gehäuse Flugbahn 40, die an dem Punkt 41 endet, an dem nach vorn verlagert sein muß. Als praktische Maßdie zulässige Landegeschwindigkeit, beispielsweise nähme zur Bestimmung des Ausmaßes der Vervon 64 km pro Stunde, erreicht ist. Tatsächlich ist es lagerung des Schwerpunktes G nach vorn kann man jedoch unwahrscheinlich, daß das Gerät heil bleibt, die Abmessung des Gehäuses von vorn nach hinten wenn es erneut durch die gefährliche Stelle fliegt, 40 längs der Sehne betrachten, die längs der Mittellinie an welcher der Absturz stattgefunden hat. Daher ist der Außenfläche 14 verläuft. Wenn man den vordieser Anstellwinkel im vorliegenden Fall zu klein. deren Rand A mit 0% und den hinteren Rand B Das erfindungsgemäße Gerät soll so ausgebildet sein mit 100 % bezeichnet, kann die Lage des Schwer- und so abgeworfen werden, daß sich das Gerät von punktes G in der Richtung von vorn nach hinten der Absturzstelle möglichst weit entfernt, damit die 45 in Prozent der Sehne längs der Fläche 14 ausgedrückt Wahrscheinlichkeit seiner Beschädigung durch Feuer, werden. Beispielsweise kann man sagen, daß der Explosion oder Splitter möglichst klein ist. Bei einem Schwerpunkt G auf der Sehne auf der Stelle liegt, Winkel α = 40° beschreibt das Gerät 10 eine Flug- die 40% ihrer Länge entspricht. In der Praxis liegt bahn 42 und erreicht seine zulässige Landegeschwin- der Schwerpunkt G in dieser Richtung in den meisten digkeit an dem Punkt 43. Bei einem Anstellwinkel 50 Fällen vorzugsweise im Bereich von 30 bis 45 %, inset = 50° erhält man die Flugbahn 44 und wird die besondere im Bereich von 35 bis 40%. Ferner ist zulässige Landegeschwindigkeit am Punkt 45 er- es zweckmäßig, den Schwerpunkt G in dem Gehäuse reicht. Bei α = 60° erhält man die Flugbahn 46 und einwärts zu verlagern, d. h. näher bei der Fläche 19 wird die zulässige Landegeschwindigkeit am Punkt 47 anzuordnen, als es normalerweise der Fall wäre,
erreicht. Man erkennt, daß ein Winkel α von 45° aus 55 Die Lage des Schwerpunktes G ist in hohem Maße vielen Gesichtspunkten ideal ist. Man erhält damit von der Lage der Nutzlast 13 abhängig, die ein viel die Flugbahn 48, und die zulässige Landegeschwin- höheres spezifisches Gewicht hat als das Gehäuse digkeit wird an dem relativ hoch liegenden Punkt 49 und der leichte Schaumstoff, der den Rest des Geerreicht. Wenn das Gerät die zulässige Landege- häuses ausfüllt. Aus diesem Grunde ist die Nutzlast schwindigkeit erreicht hat, ist seine weitere Bewe- 60 13 in dem erfindungsgemäßen Gerät vorwärts und gung vor allem vom Wind abhängig. Wenn eine nied- einwärts verlagert.

rige Geschwindigkeit in einer relativ großen Höhe F i g. 5 beruht auf der Annahme, daß das Flugerreicht wird, besteht eine hohe Wahrscheinlichkeit zeug beim Absturz einen Querneigungswinkel Null dafür, daß das Gerät in einem Sicherheitsabstand hat und das Gerät so montiert ist, daß es genau aufvon dem Wrack zu Boden fällt. F i g. 5 zeigt somit, 65 wärts gekehrt ist, so daß die Ebene der gezeigten daß in der Praxis unter den angenommenen Be- Flugbahnen mit der Zeichenebene übereinstimmt, dingungen der Winkel α am besten in dem Bereich Ferner wurde eine ebene Erdoberfläche angenomvon 40 bis 50° gewählt wird. F i g. 5 ist jedoch das men. Die Bedingungen können in der Praxis in allen

diesen Punkten anders sein. Zunächst kann sich das Flugzeug beim Absturz um seine eigene Längsachse drehen. Ferner ist es angesichts der Konstruktion des Flugzeuges und des relativ kleinen Raums, der für die Montage von Zusatzgeräten zur Verfügung steht, oft erforderlich, das Gerät nicht oben am Flugzeugrumpf, sondern an der Seite etwas abwärts von dieser Stelle anzuordnen.

In den F i g. 7 bis 9 ist das Gerät 10' so angeordnet, daß es teilweise aufwärts und teilweise auswärts gekehrt ist.

Die in den F i g. 8 und 9 gezeigte Flugbahn 52 unterscheidet sich scheinbar von den Flugbahnen nach F i g. 5, weil ihre Darstellung in F i g. 9 auf das sich bewegende Flugzeug bezogen ist, nicht wie in F i g. 5 auf die stationäre Luftmasse. In F i g. 8 sind die beiden Darstellungsarten anscheinend gleich. Die Flugbahn 52 zeigt die Bewegungsrichtung des Geräts 10', wenn es sich längs einer der Kurven nach F i g. 5 von dem Flugzeug direkt auswärts bewegt.

Die Fig. 10 und 11 zeigen das Verhalten des in den F i g. 1 bis 3 dargestellten Geräts 10. Es bewegt sich längs einer Bahn 53, weil sein Schwerpunkt gegenüber dem Druckmittelpunkt nicht nur in der in F i g. 6 gezeigten Weise nach vorn, sondern auch gegenüber der von vorn nach hinten gehenden Längsmittellinie des Geräts seitlich verlagert worden ist (s. F i g. 1 und 2). Diese seitliche Verlagerung hat in der Querrichtung zur Abwurfbewegung etwa dieselbe Wirkung wie die Verlagerung nach vorn in der Auswärtsrichtung der Abwurfbewegung. Das heißt, daß das Gerät die Flugbahn 53 beschreibt und femer urn die von dieser gebildete Achse kippt. Diese zusätzliche Querneigung bewirkt, daß das Gerät aus seiner ursprünglichen Ebene abgelenkt wird. In dem dargestellten Fall ist das Gerät in dem Flugzeug derart montiert, daß die seitliche Verlagerung des Schwerpunkts nach oben gerichtet ist. Infolgedessen ist die Flugbahn 53 nach oben und von der Bahn 52 weg gekrümmt (man vergleiche die F i g. 10 und 8). Wenn die seitliche Verschiebung des Schwerpunkts abwärtsgerichtet wäre, würde die Flugbahn abwärts gekrümmt sein. Normalerweise verwendet man eine aufwärts gekrümmte Flugbahn, weil sie die seitliche Halterung des Geräts in dem Flugzeug kompensiert.

Die Flugbahn 53 kann verändert werden, indem die genaue Lage des Schwerpunkts und dadurch die Anstellwinkel des Geräts in zwei Richtungen verändert werden. Beispielsweise kann man eine Flugbahn, wie sie in F i g. 5 bei 48 gezeigt ist, dadurch erhalten, daß die Beträge der Vorwärts- und Einwärtsverlagerung des Schwerpunktes entsprechend gewählt werden. Die tatsächlich erhaltene Flugbahn wird jedoch durch die Krümmung kompliziert, die in der Querebene (F i g. 10) erhalten wird. Diese Krümmung ist von der Seitwärtsverlagerung des Schwerpunktes abhängig. Ferner kann der Schwerpunkt nach vorn so verlagert werden, daß er um etwa 35 bis 40% der Sehnenlänge von dem vorderen Rand entfernt ist, während die Aufwärtsverlagerung gewöhnlich viel kleiner ist und gegenüber der Längsmittellinie etwa 2 bis 7°/o der Querabmessung des Geräts beträgt.

Die Flugbahnen 52 und 53 zeigen das angewendete Prinzip und die allgemeine Bewegungsrichtung des Geräts 10' bzw. 10. Da der Konstrukteur eines bestimmten Systems, das für ein gegebenes Flugzeug bestimmt ist, viele quantitative Veränderungen einführen kann und die genauen Bedingungen eines Absturzes im vorhinein nie bekannt sind, wäre es zwecklos, hier irgendeine von dem Gerät beschriebene Flugbahn in drei Dimensionen genau darzustellen. Wichtig ist, daß das Gerät statistisch eine hohe Überlebenschance haben soll, und zwar in einem relativ großen Bereich veränderlicher Bedingungen. Diese sind beispielsweise die Flugzeuggeschwindigkeit, der Flugneigungswinkel und die

ίο Querneigung des Flugzeuges im Augenblick des Absturzes. Diese Veränderlichen können vorher nur geschätzt werden. Bekannte Faktoren sind die Lage des Geräts am Flugzeug, doch kann auch diese von einem Flugzeug zum anderen sehr verschieden sein.

Besonders für den Fall, daß das Flugzeug beim Absturz, gemäß F i g. 8 gesehen, eine Querneigung im Uhrzeigersinn hat, kann als zusätzliche Sicherung ein zweites, ähnliches Gerät 10 α auf der entgegengesetzten Seite des Flugzeugrumpfes eingebaut werden. In diesem Fall, in dem zwei abwerfbare Geräte an dem Flugzeug montiert sind, können die Geräte zweckmäßig so geformt sein und eine solche Gewichtsverteilung haben, daß ihre Flugbahnen etwas voneinander divergieren, so daß wenigstens eines der Geräte eine Flugbahn mit "einer beträchtlichen, vertikal aufwärts gerichteten Komponente in einem relativ weiten Bereich der Querneigung des Flugzeuges im Uhrzeigersinn oder im Gegensinn des Uhrzeigers gegenüber der in F i g. 8 gezeigten, ebenen Lage hat. Vor allem in diesen Fällen, in denen zwei Geräte verwendet werden, sind Geräte der mit 10' bezeichneten Art besonders zweckmäßig. In anderen Fällen verwendet man gewöhnlich vorzugsweise eines oder mehrere der mit 10 bezeichneten Geräte.

Die Fig. 12 und 13 zeigen Abänderungen der Form des Gehäuses 11. Diese Abänderungen können zur Erzielung von verbesserten Flugeigenschaften angewendet werden. In Fig. 12 ist das Gehäuse lla mit einem verdickten hinteren Rand 54 ausgebildet.

Bei der Konstruktion des Gehäuses 11 α kann durch die Wahl des Winkels β der Anstellwinkel des im Flug befindlichen Geräts genau bestimmt werden. In Fig. 13 ist das Gehäuse 11 b durch Zusatz einer Flosse 55 abgeändert worden, die von dem hinteren Rand nach hinten vorsteht. Ohne eine derartige Flosse sind einige Geräte bistabil, d. h., daß sie zu einem stabilen Flug auch in einer Lage befähigt sind, in der die hintere Fläche 14 vorn liegt, beispielsweise wenn das Gerät gegenüber der in F i g. 6 gezeigten Orientierung um etwa 90° im Uhrzeigersinn gedreht ist, selbst wenn es von dem Flugzeug so abgeworfen worden ist, daß das Gerät zunächst die richtige Fluglage einnimmt. Die Möglichkeit, daß es bei ungewöhnlichen Abwurfkräften eine weniger günstige Fluglage einnimmt, kann durch die Verwendung der Flosse 35 ausgeschaltet werden, die so dimensioniert werden kann, daß das Gerät im wesentlichen in der in F i g. 6 gezeigten Fluglage monostabil ist.

Eine weitere Verbesserung besteht darin, die Flosse 55 mit einem Schlitz 56 (F i g. 14) zu versehen. Dieser trägt ebenfalls zur Flugstabilität des Geräts bei, indem er verhindert, daß sich im Strömungsschatten des Geräts Wirbel bilden, die so stark sind, daß sie eine ungünstige Rückwirkung auf die Stabilitat des Geräts haben.

Eine weitere Möglichkeit ist in den F i g. 15 und 16 gezeigt. F i g. 15 zeigt ein Anzeigegerät 10", das in dem Körper eines Flugzeuges 60 montiert ist, des-

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sen Bewegungsrichtung durch den Pfeil 61 angezeigt ist. Der Hauptluftstrom ist durch die langen Pfeile 62 und die Grenzschicht durch die kürzeren Pfeile 68 angedeutet. Bei kurzen Flugzeugen hat die Grenzschicht keine große Bedeutung für das Verhalten des erfindungsgemäßen Geräts. Bei langen Flugzeugen kann jedoch das Ausmaß der Grenzschicht und ihr Einfluß beträchtlich größer sein. Beispielsweise sei die Wirkung des Abwurfs des Geräts 10" aus seiner Tasche in dem Flugzeug 60 betrachtet. Bei diesem Abwurf wird der vordere Teil 64 rasch aus der Tasche herausgedrückt, und zwar unter der Wirkung einer Auswerffeder und der Staudruckluft, die unmittelbar nach dem Beginn des Abwerfens des Geräts unterhalb desselben in die Tasche eintritt. Wenn der vordere Teil 64 in den Hauptluftstrom 62 eintritt, kann die Geschwindigkeitsveränderung von der Grenzschicht in den Hauptluftstrom so groß sein, daß die Drehung des Geräts 10" im Gegensinn des Uhrzeigers über die Lage von etwa 45° hinaus fortgesetzt wird, die für die in F i g. 6 gezeigte Orientierung erforderlich wäre. Die Drehung kann um noch etwa 180° weiter fortschreiten, so daß das Gerät 10" die in Fig. 16 gezeigte Orientierung einnimmt. Dieser Vorgang wird dadurch unterstützt, daß der Schwerpunkt G näher bei den hinteren Flächen 65 des im Flugzeug eingebauten Geräts angeordnet ist, die jetzt im Fluge die vorderen Flächen werden. Wenn der Schwerpunkt G im Fluge genügend weit vorn liegt, erhält man einen stabilen Flug mit vornliegender Kante längs einer gekrümmten Bahn 66, wobei der Anstellwinkel und andere Bedingungen der in F i g. 6 gegebenen Darstellung ähnlich sind. In F i g. 6 war der Schwerpunkt jedoch etwas einwärts, zu der Fläche 19 hin, verlagert. Dagegen ist er jetzt etwas auswärts, zu der Fläche 14 hin, verlagert, um die Stabilität der Flugeigenschaften zu verbessern.

Der Betrag der Rückwärtsverlagerung des Schwerpunktes G ist mit dem Betrag der Vorwärtsverlagerung in der Ausführungsform nach F i g. 6 vergleichbar. Beispielsweise liegt der Schwerpunkt G vorzugsweise um 35 bis 40% der Länge der Sehne längs der Fläche 14 vor dem hinteren Rand B.

Diese Schwerpunktlage kann einfach dadurch erzielt werden, daß die Nutzlast nach hinten verlagert wird, und kann mit einer Seitwärtsverlagerung kombiniert werden, so daß eine Flugbahn erhalten wird, die gemäß Fig. 10 aufwärts gekrümmt ist, wenn die Orientierung des Geräts 10" umgekehrt worden ist und das Gerät bei vornliegender Kante einen stabilen Flugzustand angenommen hat.

Claims (7)

Patentansprüche:

1. Absturzort-Anzeigegerät für Flugzeuge, das aus einem beim Aufprall vom hinteren Teil des Flugzeugrumpfes ausstoßbaren Gehäuse und einer in dem Gehäuse stoßgesichert in einem energieabsorbierenden Schaumkunststoff eingebetteten Instrumentennutzlast besteht, wobei das Gehäuse im wesentlichen so als Tragflügelprofil ausgebildet ist, daß das Anzeigegerät nach dem Ausstoß durch Ausnutzung der eigenen kinetischen Energie eine Auftriebskraft erfährt, die es in Querrichtung von der Flugzeuglängsachse wegbewegt, dadurch gekennzeichnet, daß nach dem Ausstoß der Schwerpunkt des Anzeigegeräts in Bewegungsrichtung vor dem Druckmittelpunkt angeordnet ist.

2. Anzeigegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel etwa 40

. bis 50° beträgt und daß der -Schwerpunkt in einem Bereich von etwa 30 bis 45% der Längsabmessung hinter der vorderen Kante des Gehäuses liegt.

3. Anzeigegerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt aus der Längsmittellinie nach der Seite des Gehäuses verlagert ist.

4. Anzeigegerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt um etwa 2 bis 7% der Gesamtquerabmessung nach der Seite verlagert ist.

5. Anzeigegerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse mit einer nach hinten auslaufenden Flosse versehen ist.

6. Anzeigegerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Flosse mit schlitzförmigen Öffnungen versehen ist.

7. Anzeigegerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse an seinem hinteren Ende eine stumpfe Endfläche aufweist.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen