DE3508103C2 - - Google Patents
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- DE3508103C2 DE3508103C2 DE19853508103 DE3508103A DE3508103C2 DE 3508103 C2 DE3508103 C2 DE 3508103C2 DE 19853508103 DE19853508103 DE 19853508103 DE 3508103 A DE3508103 A DE 3508103A DE 3508103 C2 DE3508103 C2 DE 3508103C2
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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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf einen klappbaren Fluggeräte-Tragflügel
bzw. auf ein klappbares Fluggeräte-Leitwerk mit einer maximalen relativen
Profildicke in der Größenordnung von 3%, wobei die Luftkräfte die
Bewegungsenergie für das Aufklappen liefern.
Anordnungen zur Aufklappung 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 bekanntgeworden, 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.
Durch die DE-AS 12 62 782 ist ein Flugzeugtragflügel bekanntgeworden,
bei dem die Klappachse so in einem Winkel zur Flugzeuglängsachse angeordnet
ist, daß die aerodynamischen Anströmkräfte als Auftriebskräfte
wirken, wobei sich gegenüber der Anströmung ein positiver Anstellwinkel
ergibt. Eine Stellung des Flügels in jeder beliebigen Ebene durch die
Längsachse des Fluggerätes ist jedoch nicht möglich, außerdem kann nur
die Flügelspitze geklappt werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung der eingangs
genannten Art zu schaffen, die es erlaubt, ein einwandfreies und
zuverlässiges Aufklappen von Klappflügeln/-leitwerken mit geringen Profil
dicken, insbesondere in der Größenordnung von 3% zu realisieren, ohne
daß hierfür Antriebselemente verwendet werden müssen oder Ausbeulungen
bzw. Aufdickungen am Profil erforderlich sind.
Diese Aufgabe wird durch die im Kennzeichnungsteil des Anspruchs 1
aufgezeigten Maßnahmen gelöst. Die Merkmale der Unteransprüche zeigen
verschiedene Ausführungsmöglichkeiten.
Nachfolgend ist die Erfindung an
einem Ausführungsbeispiel beschrieben und erläutert sowie in den Figuren
der Zeichnung schematisch dargestellt. Es zeigt
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 Fig. 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. 4a ein Diagramm der wirksamen Luftkraft am Flügel bzw. Leitwerk
entsprechend dessen Schwenkposition;
Fig. 5 eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels der
Schwenklagerung mit mittiger Klappachse.
Die Fig. 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 Rumpflängsachse - in Anströmrichtung gesehen - liegende Klappachse
11 unter einem bestimmten Winkel ε A gegenüber der Rumpflängsachse
13 angestellt, so daß sich gegenüber der Anströmung "A" ein positiver
Anstellwinkel α ergibt.
Durch den vorhandenen Staudruck wird dadurch am abgeklappten Flügel-/
Leitwerksteil 12 b 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 α und damit die Auftriebskraft, ist abhängig vom
Klappwinkel Φ und dem Winkel ε A der Klappachse 11, so daß sich als
resultierender Anstellwinkel ergibt:
α = arc tan (cos · Φ tan ε A )
Die Auftriebskraft hat bei stationärer Betrachtung den in der genannten
Fig. 4a gezeigten qualitativen Verlauf. Danach wird in Position "b" das
Auftriebsmaximum erreicht, hier ist α = ε A . In Position "a" ist α
und damit der Auftrieb gleich Null. Dieser Vorgang ist jedoch stark in
stationär. Der Anstellwinkel ist von der Winkelgeschwindigkeit des
beweglichen Teils abhängig und diese wird nicht nur durch die Auftriebs
kräfte, sondern auch durch aerodynamische Dämpfung und Massenträgheitskräfte
bzw. -momente beeinflußt.
Die Fig. 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 12 a und
12 b zusammen. Hierbei ist mit "F" die Last bezeichnet, mit "A" die
Reaktionskraft an der Verriegelung und mit "B I" und "B II" die
Reaktionskräfte an der Klappachse 11 an den Schnittstellen vom festen zum
beweglichen Flügelteil. Ausgehend von den Gleichungen:
B = A + F und
B = B I + B II
B = B I + B II
läßt sich die Verteilung von "B" auf Achslagerkräfte B I und B II
bestimmen.
Hierbei sind f x , f y , a y durch den Lastangriffspunkt und die Geometrie
festgelegt. "a y " ist frei wählbar und bestimmt die Verteilung
von "B" auf B I und B II. Aufgrund der angestrebten optimalen
Profilgeometrie und Festigkeitswerte wird B I = B II zu wählen sein. Damit
ergibt sich für
Die Verwirklichung der vorstehend beschriebenen Maßnahmen zeigte, daß
eine Aufklappung von Flügeln oder Leitwerken ohne jegliche Antriebs
komponenten 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%) 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)
1. Klappbarer Fluggeräte-Tragflügel bzw. klappbares Fluggeräte-Leitwerk,
insbesondere mit einer maximalen relativen Profildicke in der
Größenordnung von 3%, wobei die Luftkräfte die Bewegungsenergie für das
Aufklappen liefern, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappachse (11)
der Flügel bzw. Leitwerke (12) in einem Winkel ε A zur Längsachse
(13) des Flugkörpers (10) und in einem gegenüber der Anströmung positiven
Anstellwinkel α angeordnet ist.
2. Tragflügel bzw. Leitwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Klappachse (11) mittig am Querschnitt (in Symmetrieebene)
des Flügels oder Leitwerks (12) angeordnet ist.
3. Tragflügel bzw. Leitwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Klappachse (11) außermittig am Querschnitt (außerhalb der
Symmetrieebene) des Flügels oder Leitwerks (12) angeordnet ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853508103 DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19853508103 DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3508103A1 DE3508103A1 (de) | 1986-09-18 |
DE3508103C2 true DE3508103C2 (de) | 1989-01-19 |
Family
ID=6264479
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19853508103 Granted DE3508103A1 (de) | 1985-03-07 | 1985-03-07 | Falt-/klappfluegel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3508103A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102017113058A1 (de) | 2017-06-14 | 2018-12-20 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Raumtransport-Fluggerät und Wiedereintritts-Fluggerät |
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DE1578222A1 (de) * | 1966-02-04 | 1972-02-10 | Ind & Mecaniques S T R I M | Sich entfaltendes Leitwerk,insbesondere fuer Raketen Societe Technique de Recherches |
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-
1985
- 1985-03-07 DE DE19853508103 patent/DE3508103A1/de active Granted
Cited By (2)
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DE102017113058A1 (de) | 2017-06-14 | 2018-12-20 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Raumtransport-Fluggerät und Wiedereintritts-Fluggerät |
DE102017113058B4 (de) | 2017-06-14 | 2023-04-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Raumtransport-Fluggerät |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3508103A1 (de) | 1986-09-18 |
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