DE69703532T2

DE69703532T2 - In der luft fliegendes ziel

Info

Publication number: DE69703532T2
Application number: DE69703532T
Authority: DE
Inventors: Philip Newman; Alan Richardson
Original assignee: Meggitt Defence Systems Ltd
Current assignee: Qinetiq Target Systems Ltd
Priority date: 1996-01-22
Filing date: 1997-01-06
Publication date: 2001-03-15
Anticipated expiration: 2017-01-07
Also published as: EP0876579A1; GB2309290B; FR2743876B1; WO1997027446A1; GB9700145D0; GB2309290A; DE69703532D1; FR2743876A1; EP0876579B1; AU1386897A; GB9601207D0

Description

Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Wärmeeinheit für ein Luftzielsystem und ein Verfahren zur Herstellung einer thermischen Signatur in einem Luftziel.

Stand der Technik

Ein herkömmliches, kommerziell erhältliches Luftziel zur Verwendung mit einem Luftabwehrwaffensystem sowohl mit Geschützen als auch mit Raketensystemen, beinhaltet ein unbemanntes Flugzeug, das eine Nutzlast aus Infrarot-Leuchtkörpern, Rauchverfolgungs-Leuchtkörpern und Düppelstreifenwerfern trägt. Das Flugzeug wird durch eine Bedienperson ferngesteuert gelenkt, um eine Anzahl von unterschiedlichen Missionsabläufen zu simulieren. Im gezündeten Zustand erzeugen die von dem Flugzeug getragenen Infrarot-Leuchtkörper eine thermische Signatur, damit das Flugzeug durch eine Infrarot-Suchwaffe erfaßt werden kann. Das Luftziel kann einfach verwendet werden, um die Zielerfassung und Verfolgungsmöglichkeiten von Luftabwehrsystemen zu testen, in diesem Fall wird das Luftziel gebor gen, wieder aufgetankt und eine neue Nutzlast für die nächste Mission an diesem befestigt. In einem echten Feuertest wird das Luftziel durch das Luftabwehrsystem zerstört.
Ein Problem mit Infrarot-Leuchtkörpern besteht darin, daß sie einfach visuell wahrgenommen werden können und deshalb das Luftziel nicht exakt ein normales Ziel simuliert. Obwohl jeder Infrarot-Leuchtkörper eine Brenndauer von nur ungefähr 45 Sekunden besitzt und deshalb eine Anzahl von Leuchtkörpern aufeinander folgend gezündet werden muß, um ein Ziel für eine bestimmte Zeitdauer zu präsentieren. Ein typisches Luftziel kann eine Nutzlast von bis zu 16 Infrarot-Leuchtkörpern tragen, die eine relativ kurze Gesamtbrenndauer im Vergleich zu einer Flugdauer von ungefähr 1 ¹/&sub2; Stunden für das Luftziel selbst ergeben. Ein weiteres Problem besteht darin, daß Infrarot-Leuchtkörper als gefährliches Material klassifiziert sind, was einen Transport zu Abnehmern der Leuchtkörper, insbesondere per Luft, schwierig und teuer macht. Da die Infrarot-Leuchtkörper nicht wieder verwendbar sind, wird ein Abnehmer stets ein Lager für Leuchtkörpern benötigen.
Die Druckschriften GB-A-1,454,893 und GB-A-1,157,999 (die die Grundlage für die unabhängigen Ansprüche 1 und 16 bilden) beschreiben Luftzielsysteme, die mit einer Heck-Wärmeeinheit ausgerüstet sind, die eine Netzoberfläche erhitzen, um eine thermische Signatur zu erzeugen. Das Netz verbessert die Ausbreitung der Wärme derart, daß das Ziel leichter durch eine Wärmesuchrakete detektiert werden kann. Jedoch, wie bei herkömmlichen Infratrot-Leuchtkörpern, ist ein solches System ebenfalls mit dem bloßen Auge sichtbar, was ein optisches Zielen durch den Bediener des Waffensystems erlaubt.

Offenbarung der Erfindung

Die Erfindung ist in den Ansprüchen 1 und 16 offenbart. Nach einem ersten Aspekt der vorliegenden Erfindung beinhaltet ein Verfahren zur Schaffung einer thermischen Signatur in einem Flugziel, das das Erhitzen einer externen kontinuierlich wärmeleitenden Fläche des Flugziels mit einem Brenner beinhaltet.
Nach einem zweiten Aspekt der vorliegenden Erfindung weist ein Luftzielsystem ein unbemanntes Flugzeug auf, das eine Wärmeeinheit besitzt, die einen Brenner zur Wärmung einer kontinuierlich thermisch leitfähigen Fläche aufweist, um eine thermische Signatur herzustellen.
Nach einem dritten Aspekt der vorliegenden Erfindung weist eine Wärmeeinheit für einen Einbau in das Luftziel einen Brenner auf, der angeordnet ist, um eine kontinuierlich wärmeleitfähige Oberfläche zur Herstellung einer thermischen Signatur zu erwärmen.
In der vorliegenden Erfindung wird die Fläche eines Luftziels unter Verwendung eines Brenners erwärmt, um eine ausreichende Temperatur bereit zu stellen, um eine thermische Signatur für ein Luftabwehrwaffensystem, das Infrarotstrahlung sucht, bereitzustellen. Der Brenner erzeugt eine Flamme, die gegen eine kontinuierlich wärmeleitende Fläche gerichtet ist, die dann eine Infrarotsignatur abstrahlt. Wenn die Wärmeeinheit der vorliegenden Erfindung eine externe kontinuierliche Fläche unter Verwendung eines intern befestigten Brenners erwärmt, kann das Luftziel nicht visuell durch Bezug auf die Infrarotquelle verfolgt oder anvisiert werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bildet die thermische Einheit die Flugzeugbugverkleidung. Dies ist insbesondere vorteilhaft, da eine solche Bugverkleidung nicht die aerodynmischen Eigenschaften des Flugzeugs berührt. Die Wärmeeinheit kann ebenfalls in das Flugzeugheck oder auf den Flügeln montiert sein oder unter dem Flugzeugrumpf getragen werden.
Bevorzugt weist die Wärmeeinheit eine Primärkammer auf, die Frischluft von einer Anzahl von Lufteinlässen empfängt. Die Primärkammer bildet eine Quelle von Druckluft, die verwendet wird, um den Brenner mit Luft zu versorgen. Besonders bevorzugt ist die Primärkammer ebenfalls mit einer Anzahl von Luftauslässen ausgestattet, durch die Luft austreten kann.
Bevorzugt weist die Wärmeeinheit weiterhin eine Sekundärkammer auf, durch welche sich der Brenner erstreckt und welche Luft von der Primärkammer aufnimmt.
Bevorzugt weist die Wärmeeinheit zusätzlich eine Verbrennungskammer auf, in der eine Flamme von dem Brenner eine Oberfläche der Wärmeeinheit erhitzt. Bevorzugt weist die Verbrennungskammer Einrichtungen auf, um die Flamme über die Oberfläche der Kammer zu verteilen. Besonders bevorzugt schließt die Verbrennungskammer Führungseinrichtungen ein, um den Strom von heißen Gasen über die thermisch leitende Oberfläche zu lenken.
Bevorzugt weist die Verbrennungskammer eine Anzahl von Abgasauslässen auf, die angrenzend an und stromaufwärts von den Luftauslässen der Primärkammer derart angeordnet sind, daß der Flugzeugrumpf von den heißen Abgasen der Verbrennungskammer durch kalte Luft aus der Primärkammer abgeschirmt ist. Diese Anordnung schützt den Flugzeugrumpf vor Hitzeschäden. Bevorzugt weist das System einen von dem Flugzeug getragenen Tank von flüssigem Petroleumgas auf, der wirksam mit dem Brenner verbunden ist. Geeignetes flüssiges Petroleumgas schließt Propan und MAPGAS ein. Flüssiges Petroleumgas wird herkömmlich in Flaschen bereitgestellt, die bevorzugt in dem Flugzeugrumpf angeordnet sind. Alter nativ kann auch der von dem Brenner verbrauchte Brennstoff derselbe sein wie der für den Antrieb des Flugzeugs verwendete.
Das flüssige Petroleumgas muß verdampft werden, bevor es zu dem Brenner geführt wird. Deshalb verläuft bevorzugt der Weg einer Flüssigkeitsleitung, die die flüssige Petroleumgasversorgung mit dem Brenner verbindet, durch einen Wärmetauscher. Herkömmlich wird dies erreicht, indem die Flüssigkeitsleitung durch die Sekundärkammer geführt wird, wo das flüssige Petroleumgas in der Flüssigkeitsleitung verdampft wird durch den Austausch von Wärme, die in der Verbrennungskammer erzeugt wird. Bevorzugt läuft das Gas nachfolgend durch einen Druckregulator, bevor es dem Brenner zugeführt wird.
Der Brenner kann von Hand gezündet werden, bevor das Luftziel vom Boden abhebt. Alternativ kann ein elektrisches Zündsystem vorgesehen werden, das ferngesteuert betätigbar ist.
In der vorliegenden Erfindung wird eine externe Oberfläche eines Luftziels erhitzt, um eine thermische Signatur herzustellen. Somit werden Infrarot-Leuchtkörper nicht länger benötigt. Die Verwendung einer Wärmeeinheit schließt einen Brenner ein, was bedeutet, daß das Luftziel mehrere Male wieder verwendet werden kann bei einem Bruchteil der Betriebskosten eines herkömmlichen Infrarot-Leuchtkörper systems. Weiterhin ist die thermische Signatur nicht mit dem bloßen Auge sichtbar, so daß das Luftzielsystem viel genauer ein echtes Flugzeug simuliert.

Kurze Beschreibung der Zeichnung

Ein Beispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend mit Bezug auf die zugehörigen Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt:
Fig. 1 eine vereinfachte Ansicht eines ferngesteuert gelenkten Luftziels, das mit einer erfindungsgemäßen Wärmeeinheit ausgestattet ist;
Fig. 2 bis 4 eine Wärmeeinheit in Form einer Bugverkleidung;
Fig. 5 einen geteilten Querschnitt der Wärmeeinheit aus den Fig. 2 bis 4 entlang den Linien A-A und B-B in Fig. 3 und
Fig. 6 eine modifizierte Wärmeeinheit aus Fig. 5, die ein Brennergebläse aufweist.

Nähere Beschreibung

Fig. 1 zeigt ein ferngesteuert gelenktes Luftziel 1 derart, wie es von dem Anmelder unter dem Handelsnamen BTT-3 Banshee vertrieben wird, das mit einem hinten montierten Motor 2 angetrieben wird. Die Bugverkleidung des Luftziels wurde durch eine thermische Einheit 3 ersetzt, die eine thermische Signatur zur Erfassung durch infrarotsuchende Waffen schafft. Die Wärmeeinheit 3 ersetzt die herkömmlichen Infrarotleuchtkörper, die üblicherweise mit einem solchen Luftzielsystem verwendet werden.
Die Wärmeeinheit 3, die die Bugverkleidung für das Luftziel 1 bildet, ist in den Fig. 2 bis 5 dargestellt. Die Wärmeeinheit 3 besteht aus rostfreiem Stahl, der im erhitzten Zustand Wärmeenergie abstrahlt, um eine thermische Signatur zu schaffen. Die Wärmeeinheit 3 weist zwei von drei Lufteinlässen 4 auf, die in die vorgesehene Bewegungsrichtung des Luftziels 1 weisen, und vier Auslässe 5, von denen jeder einen kalten Luftauslaß 6 und einen Abgasauslaß 7 kombiniert, wie nachfolgend näher beschrieben wird.
Wie in den Fig. 4 und 5 gezeigt, ist an der Hinterseite der Wärmeeinheit 3 ein Wärmeaustauschereinlaß 8 vorgesehen, der flüssiges Petroleumgas aus einer Anzahl von unter Druck stehenden Flaschen 27 aufnimmt, die in dem Flugzeugrumpf des Luftziels aufgenommen sind. Ein manuelles Ein/Aus-Ventil 28 und ein ausfallsicheres elektrisches Solenoidventil 29 sind vorgesehen, um die unter Dmck stehenden Flaschen 27 zu trennen. Wie nachfolgend beschrieben wird, wird der Kraftstoff durch den Austausch von Wärme, die in der Wärmeeinheit erzeugt wird, verdampft. Das Gas fließt anschließend durch einen Druckregler 9, einen sog. Bijou-Regler, wo der Gasdruck auf ungefähr 2 bar reduziert wird. Das Gas wird anschließend mit einer Hochdruckflüssigkeitsleitung 10 durch steuerbare bzw. ausfallsichere elektrische Solenoidventile 11 bzw. 12 und anschließend entlang eines weiteren Abschnitts einer Hochdruckleitung 13 zu einem Gasbrennereinlaß 14 geführt.
Fig. 5 zeigt das Innere der Wärmeeinheit 3. Wie durch Pfeile gezeigt, wird Frischluft von den Kaltlufteinlässen 4 in eine Primärkammer 15 aufgenommen. Die Kaltluft wird durch die Frischluftwirkung unter Druck gesetzt, und der Hauptanteil der Kaltluft wird direkt aus den Kaltluftauslässen 6 ausgestoßen. Die verbleibende Kaltluft läuft durch eine vordere Bodenwand 16 in eine Sekundärkammer 17, die einen Gasbrenner 18 beeinhaltet. Der Gasbrenner 18 nimmt Gas von dem Brennstoffeinlaß 14 auf, das mit der kalten Luft in einer Luft/Brennstoffmischkammer 19 gemischt ist. Die kalte Luft wird in die Luft/Brennstoffmischkammer 19 durch den Venturi-Effekt gesaugt.
Der Gasbrenner weist ein Flammrohr 20 auf, dort wo die Verbrennung des Luft/Kraftstoffgemisches erfolgt. Das Flammrohr 20 verläuft innerhalb der Brennkammer 21 derart, daß, wenn der Gasbrenner gezündet ist, eine Flamme in die Verbrennungskammer 21 und gegen eine Fläche 22 gerichtet ist, die eine Außenwand der Wärmeeinheit 3 bildet. Ein Gitter 23 ist vorgesehen, um die Wärme von der Flamme zu verteilen und dadurch ein Überhitzen der Oberfläche der Wand 22, die direkt zu der Flamme weist, zu verhindern. Die Verbrennungskammer 21 ist mit einer Anzahl von Führungsflügeln 24 versehen, die den heißen Gasstrom um die Oberfläche der Wand 22 lenken derart, daß ein wesentlicher Abschnitt des Oberflächenbereichs des tropfenförmigen Vorderabschnitts der Wärmeeinheit erwärmt wird. Heiße Gase werden an dem Abgasauslaß 7 ausgestoßen, wo sie auf einen Kaltluftstrom aus dem Kaltluftauslaß 6 treffen. Dies verhindert, daß der Flugzeugrumpf stromabwärts von dem heißen Abgasstrom Wärmeschäden erfährt.
Flüssiges Petroleumgas läuft durch den Wärmetauschereinlaß 8 zu einem Wärmetauscher 25, der eine Länge eines Hochdruckrohres aufweist, wo durch die Wand 26 strahlende Wärme aus der Wärmekammer 21 das flüssige Petroleumgas verdampft.
Der Gasbrenner 18 wird durch Verwendung einer offenen Flamme gezündet, bevor das Luftziel gestartet wird. Üblicherweise reicht die Versorgung mit zwei Flaschen von flüssigem Petroleumgas aus, um eine kontinuierliche thermische Signatur von mindestens 1 Stunde bereitzustellen.
In diesem Ausführungsbeispiel ist die Wärmeeinheit 3 aus zwei trennbaren Abschnitten gebildet. Der erste Abschnitt weist eine Primärkammer 15 und Gasbrenneranbringungen auf Der zweite Teil weist eine zweite Kammer 17 und eine Verbrennungskammer 21 auf. Der erste Teil ist direkt an das vordere Ende des Flugzeugrumpfes montiert, während der zweite Teil an dem ersten Teil befestigt wird, wenn der Gasbrenner gezündet wurde, kurz bevor das Luftziel gestartet wird. Während der Lagerung und des Transports bleibt die Wärmeeinheit an dem Flugzeug befestigt.
Fig. 6 zeigt eine Änderung, bei welcher ein elektrisches Gebläse 30 vorgesehen ist, das den Bodenbetrieb der Einheit vor dem Starten erleichtert. Es dient ebenfalls zur Regelung eines Luftstroms während des Flugs, anstatt bloß auf die Frischluft zurück zu greifen.

Claims

1. Wärmeeinheit (3) zur Anbringung an einem Luftziel (1), die einen Brenner (18) aufweist, der innerhalb der Wärmeeinheit montiert und angeordnet ist, um eine kontinuierlich wärmeleitende Fläche (22) zu erwärmen, damit in dem in das Luftziel eingebauten Zustand eine thermische Signatur zur Erfassung durch ein infrarotsuchendes Luftabwehrwaffensystem geschaffen wird, so daß ein fliegendes Luftziel, wenn es solch eine Wärmeeinheit mit einer kontinuierlich wärmeleitenden Fläche trägt, nicht visuell durch Bezug auf die thermische Signatur verfolgt und anvisiert werden kann.

2. Wärmeeinheit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie als eine Flugzeugbugverkleidung ausgebildet ist.

3. Wärmeeinheit nach Anspruch 1 oder 2, in der die Wärmeeinheit (3) eine Primärkammer (15) aufweist, die Frischluft durch eine Anzahl von Lufteinlässen (4) aufnimmt.

4. Wärmeeinheit nach Anspruch 3, in der die Primärkammer (15) eine Anzahl von Luftauslässen (5) aufweist, durch die ein Ausstoßen der Luft in die Umgebung möglich ist.

5. Wärmeeinheit nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich eine Sekundärkammer (17) vorgesehen ist, durch die der Brenner (18) sich erstreckt und die Luft von der Primärkammer (15) Luft aufnimmt.

6. Wärmeeinheit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich eine Verbrennungskammer (21) vorgesehen ist, in der eine Flamme von dem Brenner (18) eine Fläche (22) der Wärmeeinheit erwärmt.

7. Wärmeeinheit nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungskammer (21) Mittel (23, 24) einschließt, um die Flamme über die Fläche der Verbrennungskammer (21) zu verteilen.

8. Wärmeeinheit nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungskammer (21) Führungsmittel (24) einschließt, um den Luftstrom des heißen Gases über die wärmeleitende Fläche (22) zu leiten.

9. Wärmeeinheit nach einem der Ansprüche 6 bis 8 rückbezogen auf Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungskammer (21) eine Anzahl von Abgasauslässen (7) aufweist, von denen jeder angrenzend an und stromaufwärts von einem entsprechenden Luftauslaß (5) der Primärkammer liegt.

10. Wärmeeinheit nach einem der vorangehenden Ansprüche, in der als Brenner (18) ein Brenner für flüssiges Petroleumgas vorgesehen ist.

11. Luftzielsystem mit einem unbemannten Fahrzeug (1), das eine Wärmeeinheit (3) nach einem der vorangehenden Ansprüche aufweist.

12. Luftzielsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich ein Tank für flüssiges Petroleumgas durch das Flugzeug getragen wird, der wirksam mit dem Brenner (18) verbunden ist.

13. Luftzielsystem nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Weg einer Flüssigkeitsleitung, die den Tank für flüssiges Petroleumgas mit dem Brenner (18) verbindet, durch einen Wärmetauscher (25) läuft.

14. Luftzielsystem nach einem der Ansprüche 11 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug (1) durch eine heckseitige Motoreinheit (2) unabhängig von der Wärmeeinheit (3) angetrieben wird.

15. Luftzielsystem nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Motor ein Propellermotor ist.

16. Verfahren zur Bereitstellung einer thermischen Signatur in einem Luftziel, das Erhitzen einer externen, kontinuierlich wärmeleitenden Fläche des Luftziels mit einem Brenner, der intern innerhalb der Wärmeeinheit befestigt ist, einschließt, um eine thermische Signatur zur Erfassung durch ein infrarotsuchendes Luftabwehrwaffensystem zu schaffen, wobei das Luftziel nicht visuell durch Bezug auf die thermische Signatur verfolgt und anvisiert werden kann.