DE3508103A1 - Falt-/klappfluegel - Google Patents
Falt-/klappfluegelInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/16—Wrap-around fins
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/34—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders collapsing or retracting against or within other surfaces or other members
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Description
-
- Falt-/Klappflügel
- Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zur Aufklappung gefalteter Flügel oder Leitwerke mit insbesondere sehr dünnem Profilquerschnitt, bei der die Luftkräfte die Bewegungsenergie liefern.
- Anordnungen zur Auf klappung gefalteter Flügel sind in verschiedenen Ausführungsformen bekannt, wie sie beispielsweise aus den Druckschriften DE-OS 15 78 222 und DE-AS 11 68 804 entnommen werden können.
- In diesen Fällen ist jedoch die Drehachse senkrecht zur Anströmrichtung angeordnet und die öffnung der Flügel erfolgt durch Widerstandskräfte. Durch diese Konzeptionen wird infolge der zusätzlichen Bauelemente wie Federn etc. für die Ausschwenkung ein relativ starker Flügelquerschnitt - zumindest im Anlenkbereich - verlangt. Diese Anordnungen sind nun so gestaltet, daß nach Einleitung des mechanischen Ausschwenkvorganges der Flügel die Luftanströmung zur Restöffnung unterstützend herangezogen wird. Nun hat es sich gezeigt, daß die Federn einmal aufgrund des langen Spannzustandes während der Lagerung im Transportbehälter und in der Abschuß- bzw. Abwurfanlage erlahmen und durch ungleiches Ausfahren der Flügel Richtungsänderungen etc.
- des Geschosses oder Flugkörpers herbeiführen. Zum anderen sind die Federn trotz entsprechender Materialwahl nicht korrosionsbeständig.
- Durch die DE-OS 31 49 595 ist eine aerodynamische Bremseinrichtung für Flugkörper bekannt geworden, bei der das Ausfahren der Bremsflächen durch die Reibungskräfte der Anströmluft nach einer mechanischen Entriegelung bewerkstelligt wird, wobei zusätzliche Hebel, Schienen und Gelenke verwendet werden. Hiermit ist zwar die Anordnung von Federn umgangen, aber der Bauteilaufwand und damit das Gewicht wesentlich vergrößert. Eine Flügelkonstruktion mit einer relativen Profildicke von unter 4,5% der aerodynamischen Linie ist nicht möglich.
- Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung der eingangs genannten Art zu schaffen, die es erlaubt, grundsätzlich die Konzeption von klappbaren Flugkörperflügeln oder -leitwerken mit maximalen relativen Flügel-/Leitwerksprofildicken in der Größenordnung von 3 % zu realisieren. Die absoluten maximalen Profildicken im Klappachsenbereich liegen bisher im konkreten Fall in der Größenordnung von 7 mm. Diese reichen gerade aus, um die aufgrund der herrschenden Kräfte/Momente erforderliche Wandstärke des Flügelteils im Klappachsbereich bzw. dem erforderlichen Querschnitt des Klappachsbolzens zu dimensionieren, so daß für Antriebselemente für den Auf klappvorgang kein Volumen mehr zur Verfügung steht. Mit der Anordnung der eingangs genannten Art ist es möglich, den im Flug vorhandenen Staudruck derart auszunutzen, daß infolge der unter dem Winkel cA angeordneten Klappachse am beweglichen Flügelteil eine Auftriebskraft (-moment) angreift, die einen Antrieb darstellt, für welchen keine Antriebselemente erforderlich sind. Auf diese Weise ist es möglich, ohne zusätzliche Antriebselemente ein einwandfreies und zuverlässiges Aufklappen von Klappflügeln/-leitwerken mit Profildicken zu realisieren, welche aus Volumengründen die Verwendung von Antriebselementen nicht zulassen.
- Diese Aufgabe wird in überraschender Weise zuverlässig durch die im Kennzeichnungsteil des Anspruchs 1 aufgezeigten Maßnahmen gelöst. Die Merkmale der Unteran- sprüche zeigen verschiedene Ausbildungsmöglichkeiten.
- Nachfolgend ist die Erfindung an einem Ausführungsbeispiel beschrieben und erläutert sowie in den Figuren der Zeichnung schematisch dargestellt. Es zeigen: Fig. 1 eine Frontansicht mit den Flügelstellungen für den abgeklappten, ausfahrenden und ausgefahrenen, arretierten Zustand; Fig. 2 eine Seitenansicht des Flügelteils eines Flugkörpers mit den einzelnen Flügelstellungen gemäß Figur 1; Fig. 3 eine schematische Darstellung des Flugkörpers mit mehrfacher Flügel-/Leitwerksanordnung; Fig. 4 eine schematische Frontansicht mit abgeklappter und ausgefahrener/arretierter Flügelstellung eines Ausführungsbeispiels; Fig. 5 eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels der Schwenklagerung mit mittiger Klappachse.
- Die Figuren 1 und 2 zeigen in schematischer nicht-maßstäblicher Darstellung eine Flügel- oder Leitwerkskonzeption, bei der die maximalen Flügel-/Leitwerksdicken im Klappachsbereich bei 7 mm liegen bzw. die relative Profildicke 3 % beträgt. Bei einer solchen Konzeption ist selbst die Anordnung allein von Federelementen nicht oder nur sehr aufwendig realisierbar.
- Gemäß der Erfindung wird nun als Antrieb für die Ausklappung der Flügel bzw. Leitwerke 12 des Flugkörpers 10 der im Flug vorhandene Staudruck allein verwendet, und zwar sofort nach Ausstoß des Flugkörpers 10 aus dem Flugzeugrumpfschacht etc.. Hierzu wird nun die üblicherweise parallel zur Rumpf längsachse - in Anströmrichtung gesehen - liegende Klappachse 11 unter einem bestimmten Winkel cA gegenüber der Rumpf längsachse 13 angestellt, so daß sich gegenüber der Anströmung "A" ein positiver Anstellwinkel CL ergibt.
- Durch den vorhandenen Staudruck wird dadurch am abgeklappten Flügel-/Leitwerksteil 12b eine Auftriebskraft bzw. ein Auftriebsmoment um die Klappachse 11 erzeugt, so daß das abgeklappte Teil von Position "c" über Position "b" in Flugposition "a" aufgeklappt und verriegelt wird. Die Verriegelung ist hier nicht Gegenstand der Erfindung.
- Der Anstellwinkel a und damit die Auftriebskraft, ist abhängig vom Klappwinkel ¢ und dem Winkel A der Klappachse 11, so daß sich als resultierender Anstellwinkel ergibt: Q = arc tan (com.¢ tan CA) Die Auftriebskraft hat bei stationärer Betrachtung den in der genannten Figur 4a gezeigten qualitativen Verlauf. Danach wird in Position "b" das Auftriebsmaximum erreicht, hier ist a=eA. In Post ion "a" ist CL und damit der Auftrieb gleich Null. Dieser Vorgang ist jedoch stark instationär. Der Anstellwinkel ist von der Winkelgeschwindigkeit des beweglichen Teils abhängig und diese wird nicht nur durch die Auftriebskräfte, sondern auch durch aerodynamische Dämpfung und Massenträgheitskräfte bzw. -momente beeinflußt.
- Die Figuren 4 und 5 verdeutlichen die Flügelkonzeption, und zwar bei mittiger Anordnung der Klappachse 11; in der Fig. 1 ist schematisch eine außermittige Klappenachsenanordnung gezeigt. Generell setzt sich der Flügel aus zwei gelenkig miteinander verbundenen Flügelteilen 12a und 12b zusammen. Hierbei ist mit F die Last bezeichnet, mit "A" die Reaktionskraft an der Verriegelung und mit "BT" und "BII" die Reaktionskräfte an der Klappachse 11 an den Schnittstellen vom festen zum beweglichen Flügelteil. Ausgehend von den Gleichungen: B = A + F und B = BI + BII A = fx . F ay läßt sich die Verteilung von "B" auf Achslagerkräfte B1 und BII bestimmen.
- bI = F fy . ax + fx) b ay x BII = F fy ax fx ay b b Hierbei sind fx' fy' ay durch den Lastangriffspunkt und die Geometrie festgelegt. "ay" ist frei wählbar und bestimmt die Verteilung von "B" auf BI und B11. Aufgrund der angestrebten optimalen Profilgeometrie und Festigkeitswerte wird BI = B11 zu wählen sein. Damit ergibt sich für b f ax = 2A . [A + F (1 - 2 ---- )] Die Verwirklichung der vorstehend beschriebenen Maßnahmen zeigte, daß eine Aufklappung von Flügeln oder Leitwerken ohne jegliche Antriebskomponenten sicher und zuverlässig durchführbar ist und damit nicht nur eine Volumen-, Gewichts- und Kostenersparnis erreicht wird, sondern auch bei Flügeln/Leitwerken mit sehr dünnen Profilen (relative Dicke unter 4,5 t) Klappflügel/ -leitwerke realisiert werden können, ohne die Umströmung der Flügel/Leitwerke durch Aufdickungen o.ä. zu stören. Die vorgeschlagenen Maßnahmen sind universell bei allen Einrichtungen, bei denen aufgrund ihrer Relativbewegung gegenüber einem gasförmigen oder flüssigen Medium ein Staudruck zur Verfügung steht, anwendbar.
Claims (3)
- Falt-/Klappflügel Patentansprüche 1. Anordnung zur Aufklappung gefalteter Flügel oder Leitwerke, insbesondere mit sehr dünnem Profilquerschnitt, bei der die Luftkräfte die Bewegungsenergie liefern, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , daß die Klappachse (11) der Flügel oder Leitwerke (12) so in einem Winkel rA zur Längsachse (13) des Flugkörpers (10) angeordnet ist, daß die aerodynamischen Anströmkräfte als Auftriebskräfte wirken, wobei sich gegenüber der Anströmung ein positiver Anstellwinkel a ergibt.
- 2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch g e -k e n n z e i c h n e t , daß die Klappachse (11) mittig am Querschnitt (in Symmetrieebene) des Flügels oder Leitwerks (12) angeordnet ist.
- 3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch g e -k e n n z e i c h ne t , daß die Klappachse (11) außermittig am Querschnitt (außerhalb der Symmetrieebene) des Flügels oder Leitwerks (12) angeordnet ist.
Priority Applications (1)
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DE19853508103 DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
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DE19853508103 DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
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DE3508103C2 DE3508103C2 (de) | 1989-01-19 |
Family
ID=6264479
Family Applications (1)
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DE19853508103 Granted DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
Country Status (1)
Country | Link |
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DE (1) | DE3508103A1 (de) |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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DE102017113058B4 (de) | 2017-06-14 | 2023-04-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Raumtransport-Fluggerät |
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1985
- 1985-03-07 DE DE19853508103 patent/DE3508103A1/de active Granted
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Also Published As
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DE3508103C2 (de) | 1989-01-19 |
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