DE2704650C3

DE2704650C3 - Landegerät für Fahrzeuge, die aus einem Flugzeug während des Fluges abgesetzt werden

Info

Publication number: DE2704650C3
Application number: DE2704650A
Authority: DE
Inventors: Hans 2000 Hamburg Beusse
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1977-02-04
Filing date: 1977-02-04
Publication date: 1981-11-26
Also published as: GB1593631A; ZA78653B; DE2704650B2; FR2379432A1; FR2379432B1; DE2704650A1; US4409658A

Description

Die Erfindung betrifft ein Landegerät für Fahrzeuge, der im Oberbegriff des Anspruchs 1 genannten Art.

Durch die US-PS 36 06 212 ist es bekannt, aus einem in einer Umlaufbahn befindlichen Raumfahrzeug eine Landekapsel auszustoßen, welche mit einem Raketentriebwerksatz ausgestattet ist. Die Triebwerke dienen dabei nur zur Steuerung der Kapsel aus der Umlaufbahn in eine Erdanziehungsbahn und zur Geschwindigkeitsbremsung. Nach dem Eintritt in die Erdatmosphäre wird der Triebwerkssatz abgeworfen und ein Fallschirm entfaltet, der die Kapsel bis zum Aufsetzen bzw. Wassern weiterhin abbremst. Die Triebwerke dienen hierbei somit nur zur Einsteuerung der Landekapsel in eine Fallinie, aber nicht zur genauen Einsteuerung auf einen bestimmten Aufsetzpunkt.

Durch die FR-PS 11 15 776 ist es weiterhin bekannt, aus einem Flugzeug eine Last abzuwerfen, deren Fallgeschwindigkeit durch eine Rakete gebremst wird. Die Rakete kann dabei nur entgegen der Fallrichtung wirken, eine Steuerung der Flugbahn ist nicht möglich.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, bei einem Landegerät für Fahrzeuge der im Oberbegriff des Anspruchs 1 genannten Art eine Steuerung der Fallbewegung während der gesamten Flugbahn zu ermöglichen, das Fahrzeug an einem vorbestimmten Platz abzusetzen und dem Fahrzeug nach dem Absetzen eine Fortbewegung zu gestatten.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch die Merkmale nach dem kennzeichnenden Teil von Anspruch 1. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung enthalten die Ansprüche 2 bis 6.

Der wesentliche Fortschritt gegenüber dem Stand der Technik besteht darin, daß bei dem erfindungsgemäßen Landegerät aufgrund unterschiedlicher Schwenkprogramme für die Strahltriebwerke unterschiedliche Abstiegsbahnen gewählt werden können, die ein absolut sicheres Aufsetzen des Fahrzeuges in einem vorbestimmten Zielpunkt ermöglichen. Dabei kann eine vorgewählte, im Aufsetzpunkt noch vorhandene horizontale Resigeschwindigkeit zur Weiterbewtrgung des Fahrzeuges am Boden genutzt werden,
ίο Die Erfindung ist anhand der folgenden Figurenbeschreibung näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 ein Landegerät, das als Rüstsatz ausgeführt, an einem Panzer angebracht ist,

F i g. 2 ein Landegerät nach Fig.] im abgesprengten Zustand nach erfolgter Landung des Panzers,

F i g. 3 ein Blockschaltbild eines Landegerätes,

Fig.4 eine Darstellung eines Landegerätes während des Landevorganges und

F i g. 5 ein Diagramm zur Erläuterung der Zusammen-M hänge während des Landevorganges.

Fig.! zeigt ein Lsndegerät, mit dessen Hilfe ein Fahrzeug (Panzer) aus einem Flugzeug abgesetzt wird. Das Landegerät ist in der gezeigten Beispielsausführung als Rüstsatz ausgeführt, der am Panzer 1 in geeigneter Weise befestigt ist. Der Rüstsatz besteht hauptsächlich aus Geräteträgern 2, Abstiegsraketen 3, Gasdüsensätzen 4 und einem Geräiebehälter 7. Der Gerätebehälter 7 enthält die zur Steuerung und Regelung des Landegerätes erforderlichen Elemente. Beim Überfliegen des Zielgebietes durch das Trägerflugzeug 30 wird das Fahrzeug im geeigneten Zeitpunkt mittels einer Schleudereinrichtung entgegen der Flugrichtung aus dem Flugzeug 30 geschleudert. Danach werden nach Ablauf einer definierten, sehr kurzen Zeitspanne die schwenkbaren Abstiegsraketen 3 gezündet und der Schwenkvorgang eingeleitet. Dabei zeigen die Düsen der Raketen 3 zunächst etwa in Anflugrichtung, so daß zunächst die horizontale Komponente der Geschwindigkeit des Landegerätes abgebaut wird. Durch ein vorgegebenes Schwenkprogramm werden die Raketen 3 während des Abstiegs um die Querachse geschwenkt und zeigen gegen Ende des Abstiegs bei Brennschluß senkrecht nach unten. Durch geeignete Wahl von Anfangsbedingungen kann die Aufsetzgeschwindigkeit so gewählt werden, daß der Panzer 1 aus dem Aufsetzen heraus am Boden weiterfahren kann. Nach dem Aufsetzen wird das Landegerät von dem Panzer 1 getrennt. Dies geschieht beispielsweise durch Sprengbolzen. Durch Anordnung z. B. vorgespannter Federn kann die Wirkung der Sprengbolzen unterstützt werden.

Fig. 2 zeigt den gelandeten Panzer 1 und das

abgesprengte Landegerät, das durch die Absprengung in clic beiden Geräteträger 2 und den Verbindungsträger 5 mit dem Druckgasbehälter 6 zur Versorgung der Düsensätze 4 und mit dem Gerätebehälter 7 zerlegt wurde. Bei der Zerlegung werden die betroffenen Leitungen in geeigneter Weise getrennt. Der Panzer 1 weist Halterungen 8 auf, die in entsprechende Gegenelemente 9 eingreifen.

Fig.3 zeigt ein Blockschaltbild eines Landegerätes mit dem Lageregler 12 einschließlich Aufschallverteiler, der Kreiselplattform 13. dem Verstellmotor 14, dem Lagewinkelgeber 15, dem Mischverstärker 16, dem Anstellwinkelregler 17, der Anstellwinkelfahne 18 mit dem Anstellwinkelgeber 19, dem Eingabeteil 20, dem Landeprogrammrechner 21, dem Kommandogerät 22, der Sicherheitslogik 23, der Anzeigetafel 24, den

Ventilgruppen 25 für die Gasdüsensätze 4 und den Schwenkmotoren 26. Der Abstiegsvorgang wird zweckmäßig vom Piloten des Trägerflugzeuges 30 ausgelöst, nachdem die erforderlichen Daten über das Eingabeteil 20 in den Programmrechner 21 eingegeben wurden. Nach Betätigung des Auslösers am Kommandogerät 22 steuert ein Folgegeber innerhalb des Rechners 21 folgende Vorgänge:

— Aktivierung des Landereglers 12, der Plattform 13, der Ventilgruppen 25 und damit der Gasdüsensätze 4,

— Auslösen der flugzeugfesten Startschleuder,

— Zünden der Raketen 3,

— Aufschalten eines vorgewählten Anstellwinkelprogramms über das Eingabeteil 20, den Rechner 21, ¹^ den Anstellwinkelgeber 17 und den Verstellmotor 14,

— Aufschalten eines im Rechner 21 entsprechend den Eingabedaten ermittelten Schwenkprogramms für die Raketen 3 über den Mischverstörker 16 und die Schwenkmotoren 26, wobei der Mischverstärker Ib das vom Lagewinkelgeber 15 ausgehende Signal dem Schwenkprogramm des Rechners 21 überlagert.

Unmittelbar nach Erreichen der senkrechten Position der Raketen 3 wird das Schwenkprogramm über den Rechner 21 abgeschaltet. Nach Abbau einer Anfangsvertikalgeschwindigkeit werden die Raketen 3 über den Rechner 21 gelöscht und die Zerlegung des Landegerätes ausgelöst. Ausgehend von der dem Eingabeteil 20 eingegebenen Horizontalgeschwindigkeit beim Aufsetzen ist das gelandete Fahrzeug am Boden sofort frei manövrierbar.

Fig.4 zeigt eine Darstellung eines Landegerätes beim Absetzen eines Panzers 1 aus einem Flugzeug 30. Das Flugzeug 30 befindet sich in der Anflughöhe H₀, welche z. B. kurz vor dem Absetzen des Panzers 1 über Funkhöhenmesser mittels des Winkels # und einer Laufzeitmessung bestimmt wird. Diese Höhe Ho wird zur eventuellen Korrektur in den Rechner 21 eingegeben, womit auch der Programmablauf des putomatischen Absetzens eingeleitet wird. Das Flugzeug 30 hat die Anfluggeschwindigkeit Va- Mittels des Auslösers am Kommandogerät wird der eigentliche Landevorgang eingeleitet. Dabei wird das Fahrzttig mittels der flugzeugfesten Schleudereinrichtung mit der Geschwindigkeit Vk aus dem Laderaum des Trägerflugzeuges 30 geschleudert, wobei die Lageregelung automatisch einsetzt. Nach Durchfallen Jer Strecke h„, befindet sich der Schwerpunkt des Gerätes einschließlich Nutzlast in Position P]. Ler Schwerpunkt hat hier die Geschwindigkeitskomponenten Vox und v„,. In dieser Position werden die beiden Raketen 3, deren Treibstrahlen zunächst etwa in Richtung v_nK zeigen, gezündet und das Schwenkprogramm ausgelöst. Im weiteren Verlauf des Abstieges wird infolge der Schwenkung der Raketen 3 zunächst die Geschwindigkeitskomponente v_x und dann die Komponente v, abgebaut. In der Abbildung ist der Panzer 1 mit dem Landegerät zu einem beliebigen Zeitpunkt P während des Abstieges dargestellt. In diesem Zeitpunkt hat das Gerät die Geschwindigkeitskomponenten v, und v,= f(t). Hier hat sich der resultierende Schubvektor S bereits um den Winkel n — tot gegen die Horizontale gedreht, wobei in diesem Beispiel (u = const. sei. Es ist weiter angenommen, daß das Fahrzeug über die Anstellwinkelsteuerung den Lagewinkel γ eingenommen hat. In Punkt "j ist der max. Schwenkwinkel σ = 90° nach der Zeit t= rerreicht und das Schwenkprogramm beendet. Die Anfangsvertikalgeschwindigkeit V^= Va, ist hier noch nicht abgebaut. Im Punkt Pj ist bei gleichbleibendem Schwenkwinkel _{0 =} 90° die Geschwindigkeit v_e auf Null gesunken und damit auch die vertikale Aufsetzgeschwindigkeit ve/= 0. Die horizontale Aufsetzgeschwindigkeit Vß, entspricht dem vorprogrammierten Wert. Bei Erreichen von Punkt Pi ist die Zeit Tb vergangen und die Raketen 3 werden z. B. durch plötzliche Druckabsenkung in den Brennkammern gelöscht Vom Beginn P\ des Schwenkprogramms bis zum Brennschluß P3 wird die horizontale Strecke s_fl, durchlaufen. F i g. 5 zeigt ein Diagramm zur Erläuterung der Zusammenhänge während des Landevorganges. Auf der linken senkrechten Achse sind die Höhe Ha und die horizontale Strecke s/j,* aufgetragen, wobei der Stern darstellt, daß der Luftwiderstand hier nicht berücksichtigt wurde. Auf d™~ waagerechten Achse ist die horizontale Aufsetzgesciwjndigkeit v_Sl* aufgetragen, wobei auch hier der Luftwiderstand nicht einbezogen wurde. Die rechte senkrechte Achse trägt die Schwenkzeit Ta. Die drei Kurven zeigen die Giößen Ho, Ta und is«* in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit Vb_x* unter folgenden Voraussetzungen:

1. v_o, = 60 m/s

2. v_ol = 6,3 m/s

3. o„ = 0°

4. auftriebsneutraler Abstieg

Der auftriebsneutrale Abstieg ist hier als !dealfall anzusehen, welcher jedoch praktisch nur annähernd erreicht werden kann. Insbesondere ist am Ende der Abstiegsbahn das Verhältnis Auftrieb/Schub derart gering, daß der Einfluß des Anstellwinkels verschwindet. Man erkennt aus dieser Darstellung, daß Anflughöhen zwischen etwa 35 und 92 m zu erwarten sind, wobei die Abstiegszeiten zwischen 4 und 7s liegen. Zur Erzeugung einer künstlichen Stabilität und Dämpfung des Landegeräte:: werden bevorzugt einfache gefesselte Kreisel auf der Plattform 13 als Meßwertgeber verwendet. Die gemessenen Winkelgeschwindigkeiten um die Hauptachsen werden in diesem Fall den Ventilgrüppen 25 über den Regler 12 als Ventilöffnungsgeschwindigkeiten im Gegensinn aufgeschaltet. Elektrisch differenzierte Signale wirken als künstliche Dämpfungen.

Nach einer Ausgestaltung erfolgt die Schwenkbewegung des resultierenden Schubvektors nach beliebigen Schwenkprogrammen mit variabler Winkelgeschwindigkeit.

Nach einer anderen Ausgestaltung werden verschiedene Abstiegsprogramme mit Triebwerken von gleichem Schub durch Variation des Anfangsschwenkwinkels a„ und der Schwenkzeit Tb realisiert.

Nach einer weiteren Ausgestaltung wird über die Lagekontrolle ein zeitlicher Anstellwinkelverlauf derart eingesteuert, daß der Einfluß des Auftriebs weitgehend verschwindet.

Eine vierte Ausgestaltung sieht vor, daß das Landegerät mindestens eine aerodynamische Leiteinrichtung aufweist.

Nach einer fünften Ausgestaltung ist das Landegerät integrierter Bestandteil eines abzusetzenden Fahrzeuges.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Landegerät für Fahrzeuge, die aus einem Flugzeug während des Fluges abgesetzt werden, mit einem entgegen der Fallbewegung gerichteten Strahltriebwerk zur Steuerung der Fallgeschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß das Landegerät als am Fahrzeug befestigter Rüstsatz ausgebildet ist und mindestens ein nach einem Programm steuerbares Strahltriebwerk und Gasdüsensätze (4) zur Lagestabilisierung aufweist, wobei das oder die Strahltriebwerke um die Querachse des Fahrzeugs schwenkbar sind.

2. Landegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Programm für die Steuerung des Strahltriebwerkes sowohl die Schwenkwinkel, als auch die Winkelgeschwindigkeit und den Schub umfaßt und variiert.

3. Landegerit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rüstsatz vom Fahrzeug absprengbar ausgebildet ist.

4. Landegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Strahltriebwerke Feststoff- oder Hybridraketen verwendet werden.

5. Landegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Landegerät mit einer aerodynamischen Leiteinrichtung versehen ist.

6. Landegerät nach einem oder mehreren der vorangegangenen Ansprüche I bis 5, dadurch gekennzeichnet daß die Gasdüsensätze (4) über einen Anstellwinkelgeber (19) geregelt werden.