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Die vorliegende Erfindung bezieht
sich auf Tragflügel
für eine
Lenkwaffe oder einen vom Flugzeug getragenen Lenkflugkörper, beispielsweise
eine Bombe, einen Vorratsbehälter,
Munition oder ein Geschoß.
Insbesondere bezieht sich die Erfindung auf entfaltbare Tragflügel und
den Antriebsentfaltmechanismus hierfür, wobei aus Gründen des
Transportes oder einer dichten Packung die Tragflügel eingefaltet sind,
zum Flug die Tragflügel
jedoch durch die Wirkung eines Antriebselements aufgefaltet werden.
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Es sind Vorschläge gemacht worden, aerodynamische
Ruderflächen
an der Waffe oder an Geschossen anzubringen, um eine Steuerung über einen
weiten Bereich durchführen
zu können.
Bekannte Vorschläge
umfassen vorspringende Ruderflächen,
ein entfaltbares Paar von Tragflügeln
oder verbundene Tragflügel,
bestehend aus vorderen und hinteren Holmen mit flexiblen Abdeckungen,
die die Holme verbinden und eine einzelne aerodynamische Tragfläche bilden.
Andere Vorschläge
sind verbundene Tragflügel
für Flugzeuge,
die flexible und fallbare Oberflächen
mit einem Steuermechanismus aufweisen. Bei dem genannten Konzept
verbundener Tragflügel
sind die Fußbefestigungspunkte
stationäre
Gelenkpunkte und die Festigkeit wird dadurch erreicht, daß die Tragflügel verbunden
wenden und der Fuß der
hinteren Tragflügel
angehoben wird, wodurch eine Kompression des oberen (hinteren) Tragflügels unter
Belastung bewirkt wird. Diese bekannten Vorschläge haben mehrere Nachteile,
und sie sind entweder bruchanfällig,
erzeugen einen unzureichenden Auftrieb für schwere Waffen und sie sind
kostspielig, wenn sie Steuermechanismen enthalten, oder sie können nicht
in eine Flugkonfiguration ausgefahren werden, nachdem sie von einem
Flugzeug oder einem Bodenstartmechanismus, beispielsveise einem Startrohr,
abgeschossen sind. Die US-A-3 942 747 beschreibt die Vorteile der
Benutzung einer Konfiguration mit verbundenen Tragflügeln für Leichtflugzeuge.
Der Entfaltmechanismus wird durch Hand und ohne Kraftunterstützung betätigt, und
die Konstruktion soll eine Torsionssteifigkeit bewirken, indem die Fußbefestigungen
in der Vertikalebene, wie vorstehend erläutert, versetzt werden. Die
flexiblen aerodynamischen Tragflächen
sind auch zur Steuerung ausgebildet und über Kabel betätigbar,
die die Tragflügel
verwinden, um eine Steuerung bezüglich
Auftrieb, Längsneigung
und Seitensteuerung bei einem bemannten Flugzeug zu bewirken.
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Diese Konstruktion erfordert, daß die verbundenen
Flügelspitzen
manuell an den Spitzen befestigt werden, nachdem sie aus der Staustellung entfaltet
sind. Dies ist ein unbrauchbares Verfahren nach dem Abschuß von einem
Flugzeug oder aus einem Abschußrohr.
Die US-A-4 923 143 beschreibt einen faltbaren vorderen und hinteren
Holm, die einen Abdeckungsstoff benutzen, um einen einzigen Tragflügel zu bilden.
Das Antriebselement ist an einem Schlitten befestigt, der gegen
beide Holme drückt, um
ein Ausfahren zu bewirken. Die US-A-4 858 851 beschreibt eine federbelastete,
teleskopische Gruppe von mit Stoff bedeckten Holmen, die eine einzige Auftriebsoberfläche bilden.
Bei den beiden vorgenannten Patenten ist der so erzeugte Tragflügel bruchanfällig, unwirtschaftlich
und nicht in der Lage, ein hohes Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand zu
erzielen. Die US-A-5 141 175 beschreibt einen federbelasteten, ausfahrbaren
Scheren-Tragflügel,
der eine Abwindsteuerung benutzt, um eine Steuerung um die Querachse
und die Hochachse zu bewirken. Der Scherenflügel hat eine große Struktur
für eine Anpassung
in der Faltstellung. Das Steuerelement ist kostspielig und unnötigerweise
redundant für
Waffen und Geschosse, die bereits Führungsmechanismen und Steuermechanismen
aufweisen.
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Die GB-A-1 597 098, die eine Basis
für den Oberbegriff
des Anspruchs 1 bildet, beschreibt eine Anordnung, bei der jeder
Flügel
oder jede Flosse aus zwei diskreten Abschnitten besteht, die miteinander gelenkig
an der Flügelspitze
in entfalteter Stellung verbunden sind. Bei einer Anordnung sind
zwei Flügelabschnitte
auf die Geschoßachse
in Verstaustellung ausgerichtet, und sie werden in die entfaltete Stellung
nach dem Start durch einen Hydraulikantrieb oder eine Feder überführt, die
den hinteren Flügelteil
in seine entfaltete Stellung drehen und den vorderen Flügelteil
in die entfaltete Stellung zieht. Der Vorderrand des hinteren Tragflügelteils
ruht in einer Ausnehmung im Vorderteil, so daß die beiden Teile einen einzigen
Flügel
bilden.
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Dieses Dokument beschreibt auch eine
weitere Anordnung, bei der Flossen entsprechende Verstau- und Entfaltungs-Konfigurationen
aufweisen, jedoch entfaltet werden müssen, bevor das Geschoß die Startkammer
verläßt. Die
Innenbordenden des hinteren Flossenteils sind an einem gemeinsamen Schlitten
angekoppelt, der das Abgasrohr des Geschoßtriebwerks umschließt und die
Düse des
Triebwerks bildet. Die Abgase vom Geschoßtriebwerk werden durch eine
Ablenkplatte in der Geschoßstartkammer
eingezwängt,
und drücken
den Schlitten im Rohr entlang und bewirken, daß die Flossenteile durch die
abgedeckten Ausschnitte in den Wänden der
Startkammer austreten, um in eine entfaltete Lage überzugehen,
in der jeder rückwärtige Teil
mit einem entsprechenden Vorderteil zusammenwirkt, um jeweils einzelne
Flossen zu bilden. Magnetische Ringe blockieren den Schlitten (und
demgemäß die Flossen)
in einer Lage, in der die Flossen voll ausgefahren sind.
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Gemäß der Erfindung weist ein entfaltbares Flügelelement
für eine
Lenkwaffe die folgenden Teile auf:
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Ein Gehäuse; einen hinteren Flügel 22;
einen vorderen Flügel 24,
der schwenkbar mit dem hinteren Flügel 22 an einem äußeren Ende
hiervon gekuppelt ist, wobei ein inneres Ende von dem vorderen 24 oder
dem hinteren Flügel 22 schwenkbar
mit dem Gehäuse
gekuppelt ist; ein Schlittenaufbau 26, der längs einer
Achse des Gehäuses
beweglich ist, wobei ein inneres Ende des jeweils anderen Flügels 22 schwenkbar
mit dem Schlittenaufbau 26 gekuppelt ist, und ein Bewegung
des Schlittenaufbaus 26 längs der Achse bewirkt, daß sich die
Flügel 22, 24 zwischen
einer ersten Stellung, in der die Flügel 22, 24 in
Staustellung befindlich sind, und einer zweiten Stellung bewegen,
in der die Flügel
entfaltet sind, dadurch gekennzeichnet, daß der hintere Flügel 22 in der
ersten Stellung über
dem vorderen Flügel 24 liegt,
und die Flügel 22, 24 so
angeordnet sind, daß sie
sich nach vorn zwischen der ersten Stellung und der zweiten Stellung
gemäß der Bewegung
des Schlittenaufbaus 26 längs der Achse verschwenken.
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Ein Vorteil der Erfindung besteht
darin, daß ein
Auftrieb von einer rautenförmigen
Plattform erfolgt, wo der hintere Flügel in Verbindung mit der Kraftquelle
wirksam ist, um vorzugsweise nach dem Start ein Ausfahren in eine
aerodynamisch ausgeglichene Lage mit hohem Verhältnis Auftrieb / Luftwiderstand
zu bewirken, wobei vorderer und hinterer Flügel nahe den Flügelspitzen
verbunden sind, um eine rhombenförmige
Konfiguration zu erzielen, ohne daß ein integriertes Führungs-
und Steuersystem erforderlich wäre.
Dieses System schafft eine kompakte, kostengünstige Einrichtung zur Entfaltung,
kompatibel mit einer großen
Zahl von Beständen
von Lenkwaffen und gelenkten Geschossen.
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Vorteilhafterweise sind die gefalteten
Flügel und
der Entfaltungsmechanismus in einem im Querschnitt und in der Länge kleinen
Raum untergebracht, wodurch eine geringe Störung der Hauptflugzeug-Struktur
erfolgt und ein geringer aerodynamischer Luftwiderstand bei der
Beförderung
zahlreicher Flugzeug- und Waffen-ausrüstungen erhalten wird. Die
Entfaltung der Flügel
kann dadurch bewirkt werden, daß der
hintere Flügelfuß nach hinten
angetrieben wird, wodurch die verbundenen Flügel veranlaßt werden, sich in die entfaltete
Stellung zu drehen. Die hohe Wirksamkeit und Festigkeit der entfalteten
Flügel
gewährleistet
eine gute Manövrierfähigkeit
der Waffe und einen großen
Aktionsradius. Der einfache Aufbau, der bestehende und genormte
Aufhängepunkte
benutzt, ergibt eine kostengünstige
Installation und günstige
Kosten für
den Eigner.
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Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der
Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
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1(a), (b) und (c) zeigen
aufeinanderfolgende Schritte bei der Entfaltung einer entfaltbaren Flügelgruppe
gemäß der Erfindung,
angebaut an einer Lenkwaffe;
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2 ist
eine Grundrißansicht
der Flügelgruppe
gemäß 1 im Faltzustand;
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3 ist
eine Grundrißansicht
der Flügelgruppe
gemäß 1 im entfalteten Zustand;
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4 ist
ein Schnitt längs
der Linie IV-IV gemäß 3;
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5 ist
ein Schnitt längs
der Linie V-V gemäß 4.
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Gemäß 1 ist eine Lenkwaffe 12 mit
einer Flügelgruppe
ausgerüstet,
der an einer oberen Oberfläche
festgelegt ist. In Faltstellung (gemäß 1a) liegt der hintere Flügel 22 über dem
vorderen Flügel 24 und
die Flügel
sind eng benachbart seitlich des Rückens 10 verstaut,
und zwar etwa in der gleichen vertikalen Lage wie die obere Oberfläche der
Lenkwaffe 12, wobei ein beweglicher Schlitten 26 den
hinteren Flügel 22 in
der vordersten Bewegungsstellung hält. Um die miteinander verbundenen
Flügel 22 und 24 zu
entfalten, werden die Schlitten 26 auf zwei Antriebswellen 28 und
durch deren Wirkung nach hinten bewegt. Die Rückwärtsbewegung der Schlitten 26, von
denen jeder an einem Fußgehäuse 30 eines
hinteren Flügels
befestigt ist, und die relative Geometrie der verbundenen Flügel-Oberflächen drückt auf
den Vorderflügel 24,
um diesen auszuschwenken, wodurch eine dreieckige rautenförmige Plattform
gebildet wird (1b).
Die Entfaltung ist vollendet, wenn der hintere Flügel 22 den
90° Winkel
durchläuft.
Bei weniger als 90° Drehung,
verbleiben die Flügel 22 und 24 auf
den Antriebswellen 28, um die Entfaltung aufrechtzuerhalten.
Bei einer Drehung von mehr als 90° wird
die Plattform in ihrer Lage (1c),
unter der Wirkung der Gesamt-Luftwiderstandskraft verriegelt, die
durch Bewegung des Geschosses durch die Luft erzeugt wird, und es
wird eine Positivwirkung erforderlich, um die Flügel wieder zu verstauen.
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In der voll ausgefahrenen Faltstellung (1a) liegen die Flügelpaneele
auf beiden Seiten des Rückens 10,
wobei der hintere Flügel 22 über dem
Vorderflügel 24 liegt.
Der stromlinienförmige
Rücken 10 ist
mit dem Flugkörper
oder der Lenkwaffe 12 über übliche Zapfenverbindungen 14 verbunden,
die, ohne Beschränkung
hierauf, entweder 14 Zoll (355,6 mm) oder 30 Zoll
(762 mm) Abmessungen haben, je nach der Gewichtsklasse der Lenkwaffe 12.
Der Rücken 10 weist
eine zusätzliche
Gruppe von Rückenansätzen 16 und
Rückentaschen 18 auf,
die über
den bestehenden Flugkörper-Ansätzen 14 zur
Befestigung von Lenkwaffe 12 und Trägerflugzeug vorgesehen sind.
Die bestehenden Lenkwaffen-Ansatz-Positionen 14, die mit
neuen Rücken-Ansätzen 16a, 16b mit
den benachbarten Querversteifungsgliedem 20 ausgerüstet sind,
können
von der Oberseite des Rückens 10 her
gesehen werden. Vier Querversteifungsglieder 20 sind auf
dem Rücken 10 benachbart zu
den Ansätzen 16 ausgearbeitet,
um auf die Querversteifungs-Belastungen
der Freigabe-Einheiten zu reagieren. Die Rückenausbildung 10 ist
derart, daß die
zusätzliche
Höhe der
Endansatzposition über
der oberen Oberfläche
der Lenkwaffe 12 so klein als möglich ist.
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Die 1a repräsentiert
die Schlitten-Konfiguration, mit der die Lenkwaffe 12 und
Flügelgruppe durch
die neuartigen Rückenansätze 16a, 16b mit der
Ejektor-Freigabe-Einheit
(nicht dargestellt) befestigt sind, die in einem Pylon des Trägerflugzeugs montiert ist.
Nach Freigabe der Lenkwaffe 12 vom Flugzeug, wird die gefaltete
Konfiguration während einer
Zeitdauer aufrechterhalten, die so berechnet ist, daß eine sichere
Freigabe der Lenkwaffe aus der Nähe
der Startplattform gewährleistet
ist. Nach dieser durch einen einfachen bordeigenen Zeitgeber (nicht
dargestellt) bestimmten Zeitverzögerung,
wird der Entfaltungsmechanismus in Tätigkeit gesetzt, und die Schlitten 26 beginnen
sich auf den Antriebswellen 28 nach hinten zu bewegen.
Dieser Zustand ist in 1b dargestellt.
Wegen der relativen Spannweiten der beiden Flügelkomponenten veranlaßt die Flügelgeometrie
den Vorderflügel 24 zu
einer Drehung nach außen,
und der hintere Flügel 22 folgt
wie dargestellt. 1c zeigt
die vollständige
Entfaltung, wobei die Schlitten 26 in die hinterste Stellung überführt sind,
und der Hinterflügel 22 über mehr
als 90° verdreht
ist, um eine formschlüssige
Verriegelung in einer rhombischen Konfiguration zu gewährleisten.
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Die Konstruktion ist derart getroffen,
daß der aerodynamische
Mittelpunkt in der zusammengefalteten Stellung weit hinten liegt,
um ein stabiles Schlitten-Startfahrzeug zu schaffen. Wenn die Entfaltung fortschreitet,
bewegt sich das aerodynamische Zentrum nach vorn, bis der hintere
Flügel 22 einen
Drehwinkel von etwa 90° erreicht
hat (1b). Wenn sich die
Drehung fortsetzt, dann beginnt sich der Pfeilwinkel des vorderen
Flügels 24 zu
vermindern und das aerodynamische Zentrum beginnt sich nach hinten zu
verlagern. Die Geometrie ist so ausgebildet, daß die optimalen statischen
Grenzwerte der kombinierten Lenkwaffe 12 und des entfalteten
Flügelsatzes erreicht
werden, ohne daß irgendeine
unstabile Konfiguration während
der Entfaltung auftritt und so bleibt die Anordnung innerhalb des
Steuerbereichs des Lenkwaffen-Führungssystems.
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Die 2 und 3 zeigen eine detailliertere
Ansicht der Tragflügelgruppe.
Der vordere Flügelteil 24 weist
einen vorderen, am Rücken
sitzenden, Tragflügel-Schwenkzapfen 44 auf,
der zwischen die beiden bearbeiteten Ansätze 46 im Rücken einpaßt. Sowohl der
obere als auch der untere bearbeitete Ansatz 46 ist so
gestaltet, daß sie
zwei Schublager 56 aufnehmen, die es dem vorderen Flügel 24 ermöglichen, sich
in einer Horizontalebene zu drehen, die durch den vorderen Flügeldrehzapfen 44 lokalisiert
ist. Der Vorderflügel 24 ist
außerhalb
des Rückens 10 befestigt.
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Der hintere Flügelteil 22 besteht
in gleicher Weise aus einem hinteren Flügelfußgehäuse 30, das an einem
hinteren Tragflügel-Schwenkzapfen 48 angelenkt
ist, der auf dem Schlitten 26 montiert ist, der an den
Antriebswellen 28 befestigt ist. Der hintere Flügelschwenkzapfen 48 ist
hinten angeordnet, um zu gewährleisten,
daß der
hintere Flügel 22 sich
während
der Entfaltung weiter frei drehen kann. Der hintere Flügel 22 ist
an dem Fußgehäuse in ähnlicher Weise
wie der Vorderflügel 24 befestigt.
Die Endplatte des hinteren Flügels
ist so bearbeitet, daß sie
jeweils einen hinteren Flügeldrehzapfen 48 aufnimmt, der
jedes Paar von Vorderflügeln 24 und
jedes Paar von hinteren Flügel 22 außerhalb
des Mittelpunktes des Vorderflügels 24 anlenkt.
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Der Rücken 10 besteht aus
einem Gehäuse, das
stromlinienförmig
am vorderen Ende gestaltet ist, um den Luftwiderstand so gering
als möglich
zu halten. Diese Stromlinienform ist hohl und enthält einen Kraftantrieb 38 und
ein Motor 40 ist über
ein Getriebe 36 mit den Antriebswellen 28 verbunden,
die auf jeder Seite des Rückens 10 gelagert
sind. Hinter der vorderen stromlinienförmigen Struktur 50 des
Rückens
trägt ein
Hauptquerträger 54 bearbeitete
Ansätze 46,
die Schublager 56 und die Schwenkzapfen 44 der
Vorderflügel
am Rücken
halten und den Hauptbelastungspfad bilden, um das Fußbiegemoment
des Vorderflügels 24 aufzunehmen.
Dieser Hauptquerträger 54 bildet
auch die vordere Abstützung
für die
Antriebswellen 28. Hinter dem Hauptquerträger 54 ist
an diesem das Rückengehäuse 10 befestigt,
das über
die obere Oberfläche
der Lenkwaffe ausgeformt ist und die Innenstruktur an den Rückenansatztaschen 18 enthält, um daran
die Lenkwaffe oder das Geschoß 12 mit
dem Rücken 10 über die
Ansätze 16 mit
dem Trägerflugzeug
zu verbinden. Hinter den hinteren Rücken-Ansatztaschen 18 endet
der Rücken 10 mit
einem verjüngten
stromlinienförmigen
Abschluß,
der auch als hintere Abstützung
für die
Antriebswellen 28 dient.
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Der Rücken 10 ist so gestaltet,
daß er
eine vordere Abstützung 32 und
eine hintere Abstützung 34 für die beiden
Antriebswellen 28 bildet, die auf beiden Seiten gelagert
sind. Die Antriebswellen werden durch Getriebe 36 von einer
zentral gelagerten Antriebsquelle 38 und einem Motor 40 angetrieben,
um eine symmetrische Arbeitsweise und Entfaltung der Vorderflügel 24 und
der hinteren Flügel 22 zu
gewährleisten.
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Die endgültige, entfaltete, rautenförmige Tragflügelgestalt
wird mit den beiden Tragflügel-Oberflächen erreicht,
die über
einen Schwenkzapfen 42 an der Flügelspitze verbunden sind. Der Vorderflügel 24 bildet
die Vorderkante der Plattform und ist schwenkbar an einem vorderen
Drehzapfen 44 des Rückens
zwischen den bearbeiteten Ansätzen 46 am
Vorderteil des Rückens
gelagert. Das Schwenkgelenk 44 für die Vorderflügel wird
durch Rollenlager in jedem bearbeiteten Ansatz 46 im Rücken gelagert.
Der hintere Flügel 22 schwenkt
frei um den Vorderflügel 24,
der am Vorderflügel 24 über den Schwenkzapfen 42 über etwa
75% der Spannweite gelagert und an dem Innenende vom hinteren Tragflügel-Fußgehäuse 30 abgestützt ist,
das über
einen hinteren Gelenkzapfen 48 an Schlitten 26 befestigt ist,
die auf der Welle 28 laufen.
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Bei den meisten entfaltbaren Tragflügelsystemen
ist eines der Hauptantriebs-Konstruktionen
die Reaktion des Fußbiegemoments
vom Tragflügelauftrieb
ohne kontinuierlichen Hauptsparren. Bei der erfindungsgemäßen Ausbildung
ist der Vorderflügel 24 an
einer vorderen Tragflügel-Fußstruktur 52 aufgehängt, die
schwenkbar in einem weiten Schublager 56 ist, das am Haupt-Querträger 54 befestigt
ist. Der Aufbau wird durch eine Abdeckung 50 des Rückens stromlinienförmig gestaltet.
Diese kombinierte Struktur schafft einen zufriedenstellenden Belastungspfad, um
die eingeführten
Beanspruchungen zu begrenzen. Der vordere Tragflügel-Gelenkzapfen 44 und
der Flügelspitzen-Gelenkzapfen 42 bewirken
eine gegenseitige Stabilisierung und eine Torsionssteifheit für die beiden
Flügel 22 und 24,
und jede Tragflügel-Verdrilling
wird durch Biegung in dem anderen Flügel aufgenommen. Diese Konstruktion
ermöglicht eine
einfache, leicht herzustellende Extrusion ohne den komplexen Aufbau
von einem oder mehreren inneren Scherstegen.
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Die 4 und 5 zeigen Einzelheiten der Tragflügel-Befestigung
sowohl an den vorderen (4)
als auch an den hinteren (5)
Befestigungsstationen, wobei der Rücken 10 im Querschnitt ersichtlich
ist, und der Innenaufbau erkennbar ist, der notwendig ist, um eine
Befestigung mit den Ansätzen 16a und 16b des
Rücken
herzustellen und die Reaktion der Querversteifungs-Glieder 20 mit
den Querversteifungs-Gliedern 420 zu
bewirken.
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Die Lage der Anlenkpunkte des vorderen Flügels 24 ist
ein Kompromiß zwischen
der Gewährleistung
einer kompakt verstaubaren Konfiguration der Vorderflügel 24 und
der hinteren Flügel 22 und
einer minimalen seitlichen Erstreckung über den Durchmesser des Lenkwaffen-Körpers hinaus
und einer Minimierung der installierten Höhe des Rückens 10 über der
Lenkwaffe oder dem Geschoß 12.
Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel
liegt die Höhe
nur um einen geringen Betrag über
der ursprünglichen
Ansatzlage, wodurch Luftwiderstand und Störung mit dem Trägerflugzeug
und anderen Trägem
im Vergleich mit dem Stand der Technik vermindert werden.
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Der kompakte Aufbau dieser Konstruktion vermindert
den physikalischen Querschnitt im nicht enfalteten Zustand und begrenzt
die installierte Lufwiderstandszunahme. Während der anfänglichen Entfaltungsstufen
bewegt sich der Vorderflügel 24 schnell
nach außen,
wenn die Füße der hinteren
Flügel 22 durch
Bewegung der Schlitten 26 nach hinten bewegt werden. An
dieser Stelle ist die Luftwiderstands-Belastung niedrig und unterstützt die
Bewegung der hinteren Flügel 22.
Wenn die hinteren Flügel 22 weiter
angetrieben werden, dann nimmt die Geschwindigkeit der Entfaltung
der Vorderflügel 24 ab.
Wenn die Flügel 22, 24 voll
entfaltet sind, versetzt die erhöhte
mechanische Verstärkung
der Antriebswellen 28 das Ansteigen der Luftwiderstandskraft.
So wird eine volle Entfaltung mit der zweckmäßigsten Geometrie erreicht.
Diese Konstruktion bildet einen ausbalancierten Entfaltungsmechanismus,
der die Gefahr beträchtlich
vermindert, die traditionellen Systemen eigen war. Die Symmetrie
und das Entfaltungsschema der ebenen Form hält das Druckzentrum vom Tragflügel immer
hinter die Massen, um zu gewährleisten,
daß das
Fahrzeug während
der Flügelentfaltung
und während
des freien Fluges stabil bleibt. Ein Zurückziehen der Flügel wird
durch Umkehrung dieses Verfahrens erreicht.
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Die Rautenartikel-Konstruktionen
des Tragflügels
ergibt eine Zahl wichtiger aerodynamischer Charakteristiken. Der
Tragflügel
hat ein geringes Gewicht und eine hohe Torsionssteifigkeit, verbunden mit
einem hohen ausgetrimmten maximalen Auftriebs-Koeftizienten und günstigen Überzieheigenschaften. Die Kombination
einer Pfeilung der Tragflügel
nach vorn und hinten, die am äußeren Rand
verbunden sind, induziert eine energetische Einwärtsströmung längs der oberen Oberfläche des
hinteren Tragflügels 22, was
den Spitzenbereich durch spült, die
Grenzschicht regeneriert und das typische Abreißen der Strömung an der Spitze verhindert.
Die Trennung breitet sich langsam vom Fuß aus und erzeugt eine glatte,
flach ansteigende Auftriebskurve mit einem Ansteigen im linearen
Bereich von CL (Auftriebskoeffizient) und
einem höheren
CLMAX (maximaler Auftriebskoeffizient).
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Vorzugsweise ist das Profil des Tragflügels so
ausgelegt, daß es
in dem gekrümmten
Strömungsfeld
arbeitet, das durch Auftrieb am benachbarten Tragflügel erzeugt
wird. Notwendigerweise ergibt dies Differenzen zwischen dem Vorderflügel 24 und
dem hinteren Flügel 22.
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Demgemäß ist ersichtlich, daß die Erfindung eine
bedeutende Verbesserung im Hinblick auf den Kostenaufwand für entfaltbare
Waffen bildet, indem Reichweite und Manövrierfähigkeit durch Zusatz einer
einfachen Flügelgruppe
gemäß der Erfindung
erhöht
werden, wobei existierende Standard-Waffensysteme und Aufhängepunkte
und installierte Lenkwaffen oder Geschosse und Steuersysteme benutzt werden.
Die Anwendung der Erfindung umfaßt, ohne hierauf begrenzt zu
sein, die Benutzung von durch Trägheit
unterstützten
freifallenden Waffen, von Waffen die über Raketen angetrieben werden
und durch Raketen angetriebene Flugkörper oder durch Turbinen angetriebene
Flugkörper,
oder durch Propeller angetriebene Lenkwaffen oder unbemannte Fahrzeuge,
die sowohl in der Luft als auch auf der Erde gestartet werden. Das
kompakte Profil der installierten zurückgezogenen, rautenförmigen Flügelgruppe ist
kompatibel mit den üblichen
Speicheraufhängausrüstungen
und dem Raum, der bei einer größeren Zahl
von Flugzeugen sowohl für
eine innere als auch für
eine äußere Aufhängung verfügbar ist.
Die relativ niedrigen Kosten des Systems und die Einfachheit der
Installation bewirken eine kostengünstige Verbesserung einer Vielzahl
neuer und entwickelter Lenkwaffen.
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Es sind zahlreiche Modifikationen
und Änderungen
innerhalb des Rahmens der Erfindung möglich. Beispielsweise braucht
der Flügelmechanismus nicht
als diskreter Aufbau an einer herkömmlichen Lenkwaffe befestigt
zu sein, sondern er kann in die Struktur eines neuartigen Geschosses
eingebaut werden. Der Tragflügel
braucht nicht immer in voll ausgefahrenen Zustand benutzt zu werden,
sondern er kann sowohl voll als auch teilweise ausgefahren oder
zurückgezogen
werden, wie es zweckmäßig ist, um
Auftrieb und Luftwiderstand so einzustellen, daß verschiedene Missionsprofilerfordernisse,
einschließlich
Start, Reiseflug und Endabschnitt des Fluges erfüllt werden. Mehrfach-Tragflügel gemäß der Erfindung
können
sowohl in der Vertikalebene als auch in der Horizontalebene benutzt
werden, um nicht nur einen Auftrieb, sondern auch eine Seitenkraft
herbeizuführen.
Das System kann mit einer festen ausgefahrenen Flügelposition
hergestellt werden, wobei ein Vorstartschlitten nicht notwendig
ist, so daß das
Flügelausfahren überflüssig wird
und die Teile, die zum Ausführen
erforderlich sind, eliminiert werden können. Die Tragflügelgruppe
kann unter den Waffen durch Gurte oder Riemen befestigt werden, wodurch
die Notwendigkeit einer Zapfenbefestigung und eines Querversteifungsträgers entfällt. Die
Ansätze
können
durch Schienenführungen
ersetzt werden, um einen Start auf einer Hilfsschiene oder einem
Rohr durchzuführen.
Das Ausfahren und Zurückziehen
der Tragflügel
kann über
Fernkommunikations-Verbindungen gesteuert werden, oder stattdessen
auch in Abhängigkeit
von einem Zeitgeber.