DE1481987A1 - Anzeigegeraet zum Abwurf von einem Flugzeug - Google Patents
Anzeigegeraet zum Abwurf von einem FlugzeugInfo
- Publication number
- DE1481987A1 DE1481987A1 DE19661481987 DE1481987A DE1481987A1 DE 1481987 A1 DE1481987 A1 DE 1481987A1 DE 19661481987 DE19661481987 DE 19661481987 DE 1481987 A DE1481987 A DE 1481987A DE 1481987 A1 DE1481987 A1 DE 1481987A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- center
- gravity
- aircraft
- edge
- housing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 26
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 4
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 4
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 3
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 3
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 3
- 210000002435 tendon Anatomy 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- IJJWOSAXNHWBPR-HUBLWGQQSA-N 5-[(3as,4s,6ar)-2-oxo-1,3,3a,4,6,6a-hexahydrothieno[3,4-d]imidazol-4-yl]-n-(6-hydrazinyl-6-oxohexyl)pentanamide Chemical compound N1C(=O)N[C@@H]2[C@H](CCCCC(=O)NCCCCCC(=O)NN)SC[C@@H]21 IJJWOSAXNHWBPR-HUBLWGQQSA-N 0.000 description 1
- ZTQSAGDEMFDKMZ-UHFFFAOYSA-N Butyraldehyde Chemical compound CCCC=O ZTQSAGDEMFDKMZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 101100113998 Mus musculus Cnbd2 gene Proteins 0.000 description 1
- 235000010627 Phaseolus vulgaris Nutrition 0.000 description 1
- 244000046052 Phaseolus vulgaris Species 0.000 description 1
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000024703 flight behavior Effects 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 241000894007 species Species 0.000 description 1
- 230000004083 survival effect Effects 0.000 description 1
- 239000003760 tallow Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
- B64D25/08—Ejecting or escaping means
- B64D25/20—Releasing of crash position indicators
Landscapes
- Business, Economics & Management (AREA)
- Emergency Management (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Emergency Lowering Means (AREA)
- Navigation (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Description
-
Anzeigegerat zum Abwurf von einem Flugzeug Die Erfindung betrifft Verbesserunja% in der Konstruktiotn wad im Einsatz von Einrichtungen, dio 3,u tlugzeugen verwendet werden und dazu dienen, im Notfall von den Flugzeugen Geräte abzuwerfen, die beispielsweise gur Anzeige der Stolle dienen, an der die Notlage eingetreten ists @ und zur Unterstützung von Bergungs# und Rettungsarbeiten. In der deutschen Patentschrift i! 077 356 iH.T, Stovinson), die am*?. August 19 i7 ausgegeben wunde, ist ein abwerfbares Anzeigegerät beschrieben, das zur Befestigung am Heck eines Flugzeuges bestimmt ist. Das Gerät ist an der Oberfläche des Flugzeuges so montiert, daß eine Außenfläche des Geräts eine glatte Fortsetzung der Außenhaut des Flugzeuges bildet. Dieses Gerät kann abgeworfen werden, und zwar entweder unter manueller Steuerundurch den Flugzeugführer oder automatisch beim-Ab- sturz oder der Zerstörung des Flugzeuges. In der Patentschrift sind Abwerfeinrichtungen für diesen Zweck dargestellt und be- schrieben, sowie eine Anzahl von möglichen Bauformen des Anzeigegeräts erläutert. , Das in der vorstehenden Patentschrift beschriebene Anzeige- gerät hat ein Gehäuse mit einem Tragflügelprofil. Das Gehäuse ist allgemein flach und hat die Form eines flachen Pyramiden- stumpfes. Die Basis der Pyramide ist ein Teil ef.ner Zylinder- oder Kegelfläche. Diese Basis bildet im Gebrauch aes Geräts dessen Außenfläche, so daß sie dieselbe Krümmung haben soll wie die Haut des Flugzeuges an der Stelle, an der das Gerät montiert ist. Diese Stelle befindet sich am hinteren Ende des Flugzeuges, normalerweise am Hauptrumpf, so daß die Fläche gewöhnlich beträchtlich gekrümmt ist. Wie in der vorstehend angegebenen Patentschrift erläutert ist, hat das Gerät ein relativ geringes Gewicht, so daß die kräfti- gen Auftriebs- und Luftwideratandskräfte, die nach dem Abwer- fen des Geräte von dem Flugzeug von dem Luftstrom erzeugt werden, die beim Absturz anzunehmende, hohe Geschwindigkeit - Nach der genannten Patentschrift wird dieses Gerät an dem Flugzeug so befestigt, daß es von dessen Heck etwas vorsteht oder in einer Tasche angeordnet ist, wobei es gewöhnlich mit einen Rand in die Flugrichtung des Flugzeuges und in die Richtung der Anfangsgeschwindigkeit zeigt, die ihm im Augen- blick des Auftreffens erteilt wird. Die Befestigungseinrichtung
in Flugzeug uufaßt daher Mittel zum lösbaren Tragen das Anzeige- geräts derart, daß an mit einem Rand dem Luftstrom zugekehrt ist# sowie Mittel zum schnellen Trennen des vorderen Randes. das Geräts von seiner Befestigung. Durch den dadurch verursach- ten, schnellen Eintritt von Staudruckluft auf der Unterseite des Geräts wird dessen Abwurfgeschwindigkeit erhöht und eine schnelle Drehung des Geräts zu einer Lage hin eingeleitet, in der das Gerät mit vornliegender Breitseite in den Luft- Strom liegte Das in der vorstehend angegebenen Patentschrift beschriebene Anzeigegerät ist so ausgebildet und angeordnet, daß an in Flug mit vorliegendem Rand im wesentlichen unstabil ist. Diese Unstabilität führt hach der Freigabe des Geräts aus seiner Halterung dazu, daß sich das Gerät nach der Freigabe aus seiner Halterung während der Bewegung in der Luft ständig weiterdrehte Während des größten Teils der Zeit ist das gerät daher einem hohen Luftwiderstand und nur einem mXßfgen Auftrieb ausgesetzt# so daß e$ schnell verlangsamt wird und seine Flugbahn mäßig gekrt»t iste Die Erfinder haben nun fastgestallt, daß ein verbessertes Verhalten eines derartigen Anzeigegetctts erzielt werden. kann, wenn dieses so ausgebildet ist, das es zu einem stabilen Flug bei einen Anstellwinkel geeignet ist, der :wischen einer Fluglage mit vornliegender Breitsaite und einer Fluglage mit vornliegeader Xante liegt# sofern nur der Anstsllwinkel sorgfältig gewählt wird und andere Konstruktionsforderungen erfüllt sind, die dazu führen, daß das Gerät nach dem Abwerfen eine Flugbahn hat, die eine verhältnismäßig große und vorher- sehbare Schleife in der Luft umfaßt, Diese Aufgabe wird durch eine besondere Anordnung den Schwerpunktes des Gerätes nach Anspruch 1 gelöst. Diese Gesichtspunkte werden an Ausführunge# beispielen der Erfindung erläutert, die in den Zeichnungen schematisch dargestellt sind. In diesen zeigt Fig. 1 eine bevorzugte Ausführungsform des erfindungegamäßen Anxeigegeräta, von unten gesehen, Fis. 2 das Gerät nach Fig. 1 nach der Linie II-11 gesehen, Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie XXI#III in Fig. 1, Fig. 4 in einer ähnlichen Darstellung wie Feg. 1 ei» abge- änderte Ausführungsform des Anseigegeräta, Fig. 5 in einem Diagram* verschiedene Kennlinien des Vor- haltens eines erfindungegeen Geräte nach dem Absturz des Flugzeuges, Fig. 6 in eines Diagramm die Xrafte, die in Flug auf das Anaeigegerxt wirken, Fige 7 die Anordnung eines solchen Geräts an Heck eines Flug- zeuges, - Fige 9 eine Darstellung in der Richtung IX-IX in Fig. 8 gesehen, Fig. 10 eine ähnliche Darstellung wie Fig. 8, jedoch mit einem Gerät nach den Figuren 1 bis 3, Fig. 11 eine Darstellung nach der Linie XI-XI in Fig. 10, Fig, 12 in einer Seitenansicht eine abgeänderte Ausführungs-form des Geräts,
Fige 13 und 14 in Seitenansichten je eine andere AugfUhrungs- form des Geräts und Fige 15 und 16 eine weitere Ausführungsform des Geräts. Das in den Figuren 1-3 gezeigte Anzeigegerät 10 ist im wesent- lichen wie in der vorstehend genannten Patentschrift ausge- . bildet, jedoch erfindungsgemäß abgeändert. Es besitzt ein Gehäuse 11, das ähnlich ausgebildet ist wie in der genannten Patentschrift und dessen Inneres mit einer Masse 12 aus einem leichten, sähen, energieabsorbierenden Material im wesentli- chen gefüllt ist. Vorzugsweise besteht dieses Material aus einem der gießbaren Schaumkunststoffe, die zu einem steifen l:örper erstarren. Die Nutzlast 13 des Geräts ist nicht mehr in den geometrischen Mittelpunkt des Gehäuses montiert, son- dern vor diesem Mittelpunkt und oberhalb desselben, wie es in Fig. i gezeigt ist. Man kann annehmen, daß die Nutzlast 13 aus einem Funkfeuer und einem Aufzelvhnungsgerät besteht. Die Nutzlast kann in üblicher Weise eingerichtet sein und stellt keinen Teil der vorliegenden Erfindung dar, so daß die Nutz- last nicht ausführlich beschrieben ist. Wichtig ist jedoch die Anordnung der Nutzlast 13 in drei Diwensionen, weil diese Anordnung; die Lage des Schwerpunktes des Gerätes bestimmt, Dieser Schwerpunkt liegst vor dem Schwerpunkt des in der vor- genannten Patentschrift beschriebenen Gerätes und einwärts und oberhalb von ihm, Der Zweck dieser Sehwerpunktlagt wird nachstehend beschrieben. Natürlich kann dieselbe Wirkung er- zielt werden, wenn die Nutzlast in der Mitte des Gehäuses an- geordnet und zusätzliches schweres Haterial vor derselben und einwärts und oberhalb von ihr vorgesehen wird. Da das Qss«t- gewieht des Geräts jedoch normalerweise möglichst niedrig sein soll, wird man es gewöhnlich vor=iehen, das vorhandene Gewicht der Nutzlast dazu auszunutzen# die gewünschte Lage des Schwerpunktes zu erzielen. Das Gerät 10 hat eine gtkrümte Außenfläche 14 und ebene Flächen 169 166 37 und I8, die zu- sammen mit einer gekrümmten Innenfläche 18 allgemein einen flachen Pvramidenstumpf bilden. - Eine etwas vereinfachte bildliche Darstellung der Vorgänge, die beim Absturz eines Flugzeuges stattfinden können, ist in Fig. 5 gegeben. Diese Zeichnung stellt die Vorgänge jedoch nur in zwei Dimensionen dar. In der Praxis muß der Flug des Anzeigegsräts aber in drei Dimensionen betrachtet werden. Fig. 5 dient jedoch zur Darstellung einiger der maßgebenden Prinzipien. Es ist ein abstürzendes Flugzeug 30 dargestellt, dessen Bug unter einem Winkel @ auf den Erdboden auftrifft. Der Kasten 31 bezeichnet die Lage des Anzeigegeräts an dem Flugzeug. Hier sei angenommen, daß sich das Gerät an der Oberseite des hinteren Teils des Rumpfes befindet. Zur Berücksichtigung der Verzögerung der automatischen Freigabe des Geräts, beispielsweise mit Hilfe eines zerbrechlichen Schalters, der im Bug oder in einer Flübelspitze des Flugzeuges angeordnet ist, wird angenommen, daß sich das Gerät bis in die Lage 31' bewegt hat, wenn der Abwurf erfolgt. Die strichlierten Linien zeigen daher die Lage des Flugzeuges in dem Augenblick, in dem es den Erdboden berührt. Piit ausgezogenen Linien ist der Zustand im Augenblick der Freigabe dargestellt. Vor der weiteren Beschreibung der Fig. 5 ist eine Betrachtung der Fig. 6 zweckmäßig. Diese zeigt in einem Diagranen die
Kräfte, die auf das Gerät 10t einwirken, wenn eis sich längs einer gekrümmten Flugbahn 32 bewegt, nachdem es das Flugzeug verlassen hat. Um die Erläuterung zu vereinfachen, wird die riir-nun@ der Schwerkraft nicht berücksichtigt. In jedem Augen- blick 1)AWf!r-t sich das Gerät mit einer Tangentialgeschwindig- kait V. Bei jedem gegebenen Anstellwinkel 0%'(dies ist der Winkel der momentanen Bewegungsrichtung gegenüber der Luft- masse und einer Sehne längs der Mittelllnie der Außenflache 14), wirken auf das Gerät ein Auftrieb L und ein Luftwiderstand D ein. Der Auftriebsbeiwert ist am höchsten, wenn %'R' einen Wert von etwa 30o hat. Der Luftwiderstandsbeiwart nimmt zu einem Maximum zue wenn der Winkel Ot annähernd auf 900 steigt. Aus Gründen, die nachstehend erläutert werden, liegt der für die Erfindung interessanteste Bereich des Winkels CX zwischen etwa 40 und 500. In diesem Bereich sind sowohl der Auftrieb als auch der Luftwiderstand beträchtlich, auch wenn keine aieser beiden Wirkungen ihr Maximum erreicht. Sowohl der Arf- trieb L als auch der Luftwiderstand L wirken durch den Druek- iaittelpunkt des Geräte und erzeugen zusammen eine resultieren- de Kraft R. Die Lage des Druckmittelpunktes P ist nach bekann- ten aarodynamisehen Ggundsatzen von der Form des Gehäuses abhängig und liegt nicht fest. bei einer gegebenen Gehäuseform, einem gegebenen Ansteilwinkel 04 und einer gegebenen Geschwin- digkeit liegt der Druckmittelpunkt beim Flug in normaler Luft jedoch fest. Das Gerät kann sich nicht in einer Geraden wei- tarbewegen, sondern wird von dieser durch den Auftrieb-L abgelenkt. Man kann annehmene daß es längs der gekrümmten Flugbahn 32 abgelenkt wird, deren Krümmungsradius automatisch so eingestellt wird, daß die dem hrümmungsradius umgekehrt proportionale Fliehkraft C den Auftrieb L ausgleicht. Die Fliehkraft C wirkt durctl den Schwerpunkt G des Geräts, ebenso did Verlaii#"5diitaiigsrückwirkung L. Diese bei(len Kräfte ergeben eine Resultierende R', welche die Resultierende R ausgleicht. Wenn die Wirkungslinien der beiden Resultierenden R und R' nicht übereinstimmen, wird auf das Gerät ein Drehmoment aus- geübt, das trachtet, die Orientierung des Geräts zu verändern, bis diese beiden Resultierenden übereinstimmen, wie es in Fig. 6 gezeigt ist. Das Gerät kann um diesen stabilen Zustand etwaa pendeln, noch soll dieses Pendeln schnell verschwinden, so daß das Gerät sich mit einem im wesentlichen konstanten Anutellwinkel 4» ldngs der gekrümmten Flugbaan 32 weiterbewegt. Der Stabilitätskrad, d. h. die Taumelsicherheit, ist vor allem von dem Abstand zwischen üen Mittelpunkten P und 6, sowie davon abhängig, daß sich die Lage des Schwerpunkts P ait dem Abstellwinkel ändert. Die Flugbahn ist auch nicht genau kreisfdrmig, weil das Gerät an Geschwindigkeit verliert. Die Herabsetzung der Ge- schwindigkeit bewirkt jedoch eine iierabsatzung sowohl des Auftriebe als auch der Fliehkraft, so daß die ilirkungen der Veränderungen dieser beiden Faktoren einander gegensinnig sind und das Gerät sich längs einer Flugbahn bewegt, die einen Kreis verhältnismäßig nahe wenigstens bis das Gerät nur noch eine Geschwindigkeit in der Nähe seiner - Fig. S zeigt eine Anzahl von kresfurmigen Flugbahnen für verschiedene Werte des Anstellwinkels α . Diese Flugbahnen gelten für ein Gerät, das mit einer Überschallgeschwindigkeit von etwa 1b6 Mach abgeworfen worden ist. Wenn @ nur 30° lote beschreibt das Gerät theoretisch eine vollständig kreisförmige Flugbahn 40, die an dem Punkt 41 endet, an dem die zulässige Landegeschwindigkeit, beispielsweise von 64 km pro Stunde, erreicht ist. Tatsächlich ist es jedoch unwahrscheinlich, daß das Gerät heil bleibt wann es erneut durch die gefährliche Stelle fliegt, an welcher der Absturz stattgefunden hat. Daher ist dieser Anstellwinkel im vorliegenden Fall zu klein. Das erfindungsgemäße Gerät soll so ausgebildet sein und so abgeworfen werden, daß sich das Gerät von der Absturzstelle möglichst weit entfernt, damit die wahrscheinlichkeit seiner besch@digung durch Feuer, Explosion oder Splitter mdglichst klein ist. Bei einem Winkel Cluz 400 beschpeibt das Gerät 10 eine Flugbahn 42 und erreicht seine zulässige Landegeschwindigkeit an dem Punkt 43. Bei einem Anstellwinkel @= 50° erhält man die Flugbahn 44 und wird die zulässige Landegeschwindigkeit am Punkt 45 erreicht. Bei @ = 60o erhält man die Flugbahn 46 und wird die zulässige Landegeschwindigkeit am Punkt 47 erreicht. Man erkennt, daß ein Dinkel @ von 45o aus vielen Gesichtspunkten ideal ist. Man erhält damit die Flugbahn 48, und die zulässige Landeeschwindigkeit wird an dem relativ hoch liegenden Punkt 49 erreicht. Wenn das Gerät die zulässige Landegeschwindigkeit erreicht hat, ist seine weitere Bewegung vor allem vom Wind abhängig. Wenn eine niedrige Geschwindigkeit in einer relativ großen Höhe erreicht wird, besteht eine hohe Wahrscheinlichkeit dafür, daß das Gerät in einem Sicherheitsabstand von dem Wrack zu Boden fällt. Fig. 5 zeigt somit, daß in der Praxis unter den angenommenen Bedingungen der Winkel @bt am besten in dem Bereich von 40-50° gewählt wird. Fig. 5 ist jedoch das Ergebnis von Versuchen und Berechnungen auf der Grundlage von bestimmten Werten für veränderliche Größen, wie beispielsweise der Geschwindigkeit des Flugzeuges beim Abwurf, ferner dem Gewicht des Geräts und seiner Form. Mit diesen Faktoren wird auch der optimale Bereich für Ö@ verändert. Man kann jedoch durch geeignete Wahl der Form und des Schwerpunkts des Geräts fürW einen Wert erhalten, der unter den begebenen Bedingungen optimal ist, so daß die Hauptaufgabe der Erfindung erfüllt wird, die darin besteht, einen stabilen, bogenförmigen Flug des Geräts nach dem Verlassen des Flugzeuges zu.erzielen. Die Kurve 50 in Fig. 5 soll die niedrigste für das Gerät 10 mögliche Flugbahn darstellen. Die Kurve 50 ist zu dem Erdboden 51 tangential. Wenn die Kurve 50 eine kleinere Krümmung hätte, würde das Gerät etwa an der Stelle 51 oder noch n@her beidem Flugzeug zu Boden stürzen und wahrscheinlich zerstört werden, erstens weil wahrscheinlich nicht genügend Zeit für einen genügenden Geschwindigkeitsverlust vorhanden ist und zweitens weil es wahrscheinlich nicht weit genug von der Absturzstelle des Flugzeuges entfernt wird, um den Wirkungen des zu erwartenden Feuers oder der Explosion zu entgehen. Die Kurve 50 in Fig. 5 entspricht einem Winkel ## von 70°, doch ist dies nur eine Annahme, Die Kurve ist u. a. auch von dem Wert von @ abhängig. Fig. 5 zeigt verhältnismäßig ungünstige Bedingungen, weil der Winkel A verhältnismäßig groß ist. Bei einem Flug-zeug, das sich beine Absturz mehr der horizontalen atutähert, wird eine Berührung des Geräts mit dem Erdbuden und Vorsprün- gen, wie Bäumen oder Gebäuden, mit größerer Sicherheit ver- mieden.
Aus der Fig. 6 geht hervor, daiä für einen stabilen Flug des Geräts längs einer der in Fig. 5 dargestellten Flugbahnen der Schwerpunkt G in dem Gehäuse nach vorn verlagert sein mud. Als praktische Maßnahme zur üestimmung des Ausmaßes der Ver- lagerung des Schwerpunktes G nach vorn kann man die Abuse- sung des Gehäuses von vorn nach hinten längs der Sehne be- trachten, die längs der Mittellinie der AuAenfläche 14 verläuft. Wenn man den vorderen Rand A mit 0 # und den hinteren RAM mit 100 t bezeichnet, kann die Lage den Schwerpunkten 8 in - . der Richtung von vorn nach hinten in Prozent der Sehne längs der Fläche 14 ausgedrückt werden. Beispielsweise kann man sagen, daß der Schwerpunkt G auf der Sehne auf der Stelle liegt, die 40 % ihrer Länge entspricht. In der Praxis liegt der Schwerpunkt C in aieser Richtung in den iueisten Fällen vorzugsweise im Bereich von 30#45 1, insbesondere im Bereich von 35-40 «,. "erner ist er zcc:chxti-;, clen "e-:hi-:Arpunkt G in dem Gerause sinirai,ta zu verlaeern, uaa 4ieiwfi rttiiiar bei der Fläche 19 anzuordnen, als es normalarweise der Fall wäre. Die Lage des jcnwerpunktes G ist in hohem Made von der Lage der Nutzlast 13 abhängig, die ein viel höheres spezifisches Gewicht '.ist -1:: t.I.io ^@'i@@uae u:.d J,2r leichte ')c:i.iiumstoff, der den Rest des Gehäuses austüllt. Aus uiesem Grunde ist die Nutzlast 13 in dem erf.indungeqemäBen Gerät vorwärts und einwärts v @t@ls;;.:r t. Tig..S beruht auf der Annahme, daß das Flugzeug beim Absturz einen Querneigungswinkel aull hat und das Garät so montiert ist, daf es genau aufwärts gekehrt ist, so daß die Ebene der gezeigten Flugbahnen mit der ?,eichenebene übereinstimmt. Ferner wurde eine ebene Erdoberfläche anienom:an. Die ^edingungen können in der Praxis in allen diesen Punkten anders sein. Zunächst kann sieh das Flurzeug beim Absturz um seine eigene Längsachse drolidn. Ferner ist es angesiclts der Konstruktion des Flugzeuges und des relativ kleinen Raus, der für die Montage von Zusatzgeräten zur Verftgnrrg steht, oft erforder- lioh» das gerat nicht oben an Flugzeugrumpf, sondern an der, Seite etwas abwärts von dieser Stelle anzuordnen. In den risw« 7 bis ! ist das sät 10t so ameerdaete das es teilweise antwarts und teilweise «duafs sucehrt ist. IS dieser Lage kann das gerät beispielsweise in einer Tasche «*h der 4a ite hcrvetber 1e65 eiagereioltten deutschen ratenta»el# dang Akt«seiobea C 37 t#0 XI/slo angeordnet seine Die in dsa Figur« 3 wW 8 gezuigte Flugbahn 52 unterscheidet sich anscheinend von den Flusbahneo nach Fig. S, weil thime Dar. Stellung in Tig. 9 au! das sich bewegende Flugzeug besopes istb nicht wie in Fige 5 auf die statioaäro Lultraasee In Fige 1 sind die beiden Darstelluugearten anscheinend Bleiehe Die Flugbahn S2 geigt die Bewegungsrichtung des Geräts 10f, wen es sich längs einer der Kurven nach Fige 5 von den rluS# sang direkt auswärts bewegte Die Figuren 10 w" ü ssiged das verhalten des in den Fi# gmp« lbie i dargestelltes Geräts 10e Es bewegt sich laags einer Bahn 53, weil sein Schwerpunkt gegenüber des Druck- sittelpralct rieht zur in der in rige ` gezeigt« Weise nach wo s@, sondern anal, gegenäler de! wen ww mach Unten gebar. des Länguittellisie des Gerate seitlich verlagert wriaa ist (sieüe Fixe t emd Z). Diese esitliehs VerlagarM batla der Querriohtrrg srr AbwvrtbeweOug etwa dieselbe Vislang wie die VerlageruAg sann vorn in der Auswartsrinhtung der Abwrf# bewegwme Das hlite das das Qft die Flrgbah! 63 Iesol»ibt und ferner wa die wm dieser gebildete Achse kippte Diese »" Imwt bewirkte da& das Gerät «s seiner ursprüaglieh« Ebene abgol«kt viril. In denn dargestellt« Fall ist las Gemt in dem Flugzeug derart arowtiert, Bai die seitliche verlagesmws des se»erpankts Bach oben gerichtet ist. Infolgedessen ist die Flugbahn 9i mach oben und von der Bahn 32 reg sekrüssit (man vergleiche die Figuren 10 oed #). Vesw die seitliche Verschiebung des Bebwrp»kta abwärts» gerichtet wäre, würde die Flugbahn abwllrtegekrtlwnat sein. Normalerweise verwendet mau eine aufWYrtogskrtbsmte Flugbahn, weil sie die seitliche idalter«g den Geräts in dem Flugzeug ko@psusiert. Die Flugbahn ii kann verändert vearden, indem die genaue Lage des Schwerpunkte und dadurch die Anstellwinkel des Geräts in »ei Riebt«g« vsramdort worden* Beispielsreise kann man eine Flugbahn, wie sie in ris: i bot 41 gezeigt ist, dadurch erhalten, Bai die Beträge der Vorwärts- und Einwzrtaverlage# russ des ialrwrpmictee entsprechend gowihlt vordem. Die tat- s. säahlioh erhalte« Flugbahn wird jedoch durch die Kräawmtg koaplisiert, die in der Querebene (Fis. !0) erhalten wird. Diese Erturrsag ist von der @oitvirtarerlager«g des Schwer- punkten abhawsig. Ferner kann der Schwerpunkt mach vo» so verlagert werden, Bai er um etwa i5-40 % der Sohaseliage von dem vorderem Rand entfernt ist# vihrenö die Arfrtaver- lageruwg gewöhnlich viel kleiner ist und g.Rewtber der LUgs- mittellinie etwa 2-7 E der Querabmessung des Geräts betrdgt. Die Plpgbahren 52 und 8i :eigen das argavendete triusip und dis allsosoino,Bewegungerichtuna des Geräts 109 bav. i0. Da der ICesstrukterr eines bestirtea Srstens, das lär .eis gegebenes tlutserg bestisrt ist, viele qrautitativs Vertaie- ruägen *Währen kann und die genaues Bedingungen eines Ab- sturzes in vorhinein nie bekannt sind, Wäre es zwecklose hie! irtandei» von der Gerdt beschriebene Flutbahn in drei Dineu- sionsa genau darzustellen. Wichtig aste das das Gsrit statistiseh eine hoho Cberlebenschance haben solle und zwar in einen rela- tiv groben Bereich verduderlicher Bedingungen. Diese sind beispielsweise die Flugseuggesohvinditkeite der Flugneigrwgs# Winkel und die Querosißung des Flugzeuges in Außenblick des Abstursese Diese Veriderliohen kör vorher nur geschätzt werden. bekannte Faktoren sind die Lage des'8eräts au Flug- zeuge doni kam auch diese von einen Flugzeug zura andern sehr versehiedea seine besonders für .leg Fall,.daß das Flfeug Leim Absturz, genes Fite i g"eb«, eine Que.weiguwg in ttlurseiprsian bat, 1«x als zusätzliche Sieherung ein sweitdse thuliohes gerät 10a auf der enttstaMeset:ten Seite des jrluassutr«ptss state# baut vrwd«. In diamm fall, in dm zwei ab»!flwro Geräte an den Flutzeug montiert sind, köwen die 8eräte weakslsis so geformt sein w# eins solche Gewiahtsvertailwt ha"ne "A ihre nugbahwat &bvn wasiwudts üwrgie«lb es das wrnipt4» eines der Gerate eire Flugbahn mit einer befehtliehene vertikal MaufsßerIehtetew xmpo»ate in eiwer selatiy weites fraieh der Quu»itusg den nutswas- in nhssdi;g w # si» oder in 94sa»inn des Uhrzeigern gsgeaäber der in riie 8 geseigtea, ebenen Lage hat. Vor alles in diesen Fallen, in denen zwei Gerate verwendet werden, sind gerate der mit tot bezeichneten Art besonders sweckmi#is. In anderen Fallen ver- wendet man gewöhnlich vorzugsweise eines oder mehrere der mit 10 bezeichneten Geräte. Die Fizuren 12 und 13 zeigen Abänderungen der Foren des Ge- häuses 11. Diese Abänderungen können zur Erzielung von ver- besserten Flugeigenschaften angewendet worden. In Fig. 12 ist das Gehäuse 11a mit einem verdickten hinteren Rand 64 ausgebildet. Bei der Konstruktion das Gehäuses ila kann durch die Wahl des Winkels # der Aasstellwinkel des in Flug befindlichen Geräts -an=u be3timmt werden. In rag. 13 ist das atbiese üb durch Zusatz einer Flosse 5i abgeändert Wer- deai die von dem hinteren Rand aaeh hinten vorsteht. Ohne eine Flosst sind einige Geräte bistabil, d.h.g da# sie zu einem stabilen Flug euch in einer Lage befähigt sind, in der die hintere Fläche 14 vorn liegt# beispieliwsise wag das Gerät gegenüber der in Fig. 6 gezeigten Orientierung um etwa !0° im U'lorseigeaiun gedreht ist, selbst wenn es von dm Flugzeug so worden ist, das das gerät zunächst dis richtige Fluglage sioaiamt. hie Möglichkeit, daß es bei unge- wo»lich« Abwurtew eine weniger günstige rixjlap ein- nisstt, kann durch die Verwendung der Flosse 63 ausgeschaltet wrdeme eiis so dimspsionisrt werden "mg daj das Grat in wesentlichen in der im @.rig. i gezeigte» rlttglage mesostabil ist. Eine weitere Verbesserung besteht darin, die Flosse 66 mit einem Sohlits 46 Cris. 1K) zu veroehea. Dieser trägt eben- ' falls zur rlugstabilität den Gerätes bei, indem er verhindert6 das sich in ktrsso»ttab ws Gar@tta Wirbel bilden, die so stark sind, d" oie eine ungünstige auokwirkurw auf die Stabilitat des cterAte haben. Eine weite» »gliohkeit ist in den Figuren 1i und 16 gezeigt. Fig. 15 zeigt ein Anzeigegerät i4", das in dem-KDrper.eints rlugssusas 60 montiert ist, dessen'wäewe&un"ßr-iehtung durch den Pfeil 4t angezeigt ist. Der Hauptluftetroa ist durch die lassen Pfeile 62 und die Grenzschicht durch die kürzeren Pfeile ## angedeutet. Mi kurzen Flugzeugaa hat uie Greitaschieht keine grole Bedeutung für das Verhalten des erfindnngsgesdisa Ge# rdts, iäei langem Flugzeugen kann jedoch das Ausmaß der Gsens# se"t und ihr tialul bet:Vlohtliob größur sein. Seispiels- weise sei die Wirkung des Abwurfs des Geräts 10" aus seiner Tasohs in den t'lubseug 60 betrachtet. Bei; diesem Abwurf will der vordere T* ## rasch aus der Tasehe thsrausjiaarüokt# und zwar unter der Wirkung einer Arsvrrlferer und der stawdsoek- Ldt# dis umittslbar nach dem Besinn des Abwartens des Qfflts unterhalb resselbw in die Tasche eintritt. wenn der vordere Teil 6% in den Hauptlatt#troe t! eintritt, kam* die fiesoleti digiceitsveMßds%uW vun dar Grenzschicht in der Hauptluft- etrim so groß *"ab rat die Drehung des Geräts 10" La 0aaesrw sinn den Uhrzeigers über die Lage von st» e6 o hinan tdwtegw# astfit wirdg die tltr sie in Fis. 6 gezeigte Orientier ert«dorlieb wäre. Die DrehM ha» » seob etwa it C a weiter fortseb:eitea, so da# das gerät 10" die. in Fis. 18 gezeigte 0rientierong eiwiat. Dieser Vorsass wird dadurch unterstützt, da& der Sohwerprakt 6 näher bei den hinteren Flächen 86 des In Flus»rs bebauten Geräts anseoardset ist, die jetzt in !lotse die vorderen Fliehen Werden. Wenn der Schwerpunkt G in ?lose geaüaead weit vorn liegt, er«dlt naa einen stabilen Flug mit vorsliesemder Kante längs einer gekrümmt« Bahn #i, wobei der Mstellwirkel und andere Bedingungen der in Tig. ö gegebenes Darstolluzg ähnlich sind, In Fig. 6 war der Schwerpunkt je- doch etwa eiwlrts, se der Fltobe 19 hin, verlagert. Dagegen ist er jetzt etwas suswdrts, zu der Fläche !K hin, verlagert um die btabilitdt der @lugeigensatu@f ton zu verbessern. Der Betrag der RäckwärtsverlaaerunC dem Schwerpunktes A ist mit d« Betrag der in der Ausf ülur«satora assb Fis. i versleiehbaro beispielsweise liegt der aohmsrptuakt O vorzugsweise um 35#40 t der Länge der Bohne längs der Fliehe 14 voar dm hinteres Rand B. Diese Schwerpunktlage kann einfach dadurch erzielt wrdesp daA die "talgst »oh Mutes verlagert wird$ nag kaas mit einer l@ritwartswarlakombiniert werden, ro das eine !"g# bahn erhalten wird, die gemäß Fig. 1O aufwärts a@lerlsret ist, vom die Oriestiewss des Gemts 10" wsekobrt weariea !st wtd das gerät bei vorniiegender laste eineu stabil« nsgatsta" ang*ommeu hat.
Claims (1)
-
patantanaprüuhe= 1. Anzeigegerät zur lösbaren Anbringung an einem Flugzeug mit einem allgenuin flachen, t»gliügelförmigen Gehäuse, das vordere Flachen besitzt, die beim Flug mit voraliegen# dar Kante unter einem solchen Anstellwinkel angeordnet gegenüber dem Luftstrom sind, da& das Gerät einem Auftrieb und einem Luftwiderstand ausgesetzt ist, wobei das Gehäuse eine Masse aus leichtem, sahen, energieabsorbierenden Ma- terial und eine Inatrumentaautzlast enthält, dadurch ge# kennzeichnet, daa das Gewicht des Geräts so verteilt ist, da& sein Schwerpunkt näher bei den vorderen Flächen und soweit vorwärts und einwärts in dem Gehäuse angeordnet ist, daß ein stabiler Flug mit vornliegender Kante bei relativ grobem Anstellrinkel erzielt Wird. 2. Anzeigegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennseiohnet, daß die vorderen Flächen beim stabilen Flug mit vornliegender Kante gegenüber dem Luftstrom unter einem Anstellwinkel von etwa, 40-.50o aaguordbet sind. 3. Anzeigeaasllt such Aaspruoh i, dadurch gekennzeichnet, da# der Schwerpunkt I» .dem Gelguse nach vorn zu eine: ätel% verlagert ist, die »a des vorderen Rand um etwa 30-e5 der ab-eseving den Cte hinter des vorderen ltadd desselben liegt. ' K. Anzeigegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt auch zu einer Seitenfläche hin verlagert ist. 5. Anzeigegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es eine in dem Flugzeug angeordnete Halterung aufweist, die Mittel besitzt, die zum lösbaren Tragen des Anzeige- gerate mit im Luftstrom vornliegender Kante dienen. 6. Gerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Instrumentnutzlast in dem Gehäuse so nach oben verlagert ist, daß der Schwerpunkt des Geräts oberhalb der Lange- mittellinie des Gehäuses liegt und ein stabiler Flug mit vornliegender Kante und einer aufwärtsgerichteten Kompo- nente erhalten wird. 7. Gerät nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt um etwa 35-40 % der L3ngsabmessung des Geräts hinter dem vorderen Rand desselben und etwa 2-7 1 der gesamtquerabmessung des Gerate seitlich von der Langem» mittellinie des Gehäuses liegt. 8, gerät nach Anspruch 1, gekennzeichnet furch eine nach hinten vorstehende Flosse, die einen Fortsatz der Außen- flache des Gerate bildet. !, Gerät nach Anspruch 19 dadurch gekennzeichnet, daß seine Auren- und seine hixitere Flache zusammen einen verdickten hinteren Rand des Geräts bilden. 10. Gerät nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, da& eine rückwärts vorstehende, geschlitzte Flosse einen Fortsats der Außenfläche des Geräte bildet.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US453660A US3360728A (en) | 1965-05-06 | 1965-05-06 | Indicator device for release from aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1481987A1 true DE1481987A1 (de) | 1969-07-10 |
Family
ID=23801529
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19661481987 Withdrawn DE1481987A1 (de) | 1965-05-06 | 1966-05-04 | Anzeigegeraet zum Abwurf von einem Flugzeug |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3360728A (de) |
DE (1) | DE1481987A1 (de) |
GB (1) | GB1120705A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ITBO20090430A1 (it) * | 2009-07-03 | 2011-01-04 | Vincenzo Manzoni | Dispositivo di sganciamento per scatole bere epr navi ed aerei |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3470846A (en) * | 1967-03-13 | 1969-10-07 | Dale Tillay | Marking the line of flight of an aircraft |
GB2124570B (en) * | 1982-07-30 | 1986-05-14 | Plessey Co Plc | An aircraft having launcher means |
US9296489B2 (en) * | 2013-03-14 | 2016-03-29 | Drs C3 & Aviation Company | Flight recorder deployment mechanism |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3123117A (en) * | 1964-03-03 | Modified cylindrical free drop container | ||
US2959671A (en) * | 1956-04-04 | 1960-11-08 | Ca Nat Research Council | Crash position indicator for aircraft |
-
1965
- 1965-05-06 US US453660A patent/US3360728A/en not_active Expired - Lifetime
-
1966
- 1966-04-04 GB GB14768/66A patent/GB1120705A/en not_active Expired
- 1966-05-04 DE DE19661481987 patent/DE1481987A1/de not_active Withdrawn
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ITBO20090430A1 (it) * | 2009-07-03 | 2011-01-04 | Vincenzo Manzoni | Dispositivo di sganciamento per scatole bere epr navi ed aerei |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US3360728A (en) | 1967-12-26 |
GB1120705A (en) | 1968-07-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3056426B1 (de) | Ultraleichtflugzeug | |
DE2757141A1 (de) | Einrichtung zum bremsen eines rotierenden koerpers | |
EP0049005A1 (de) | Einrichtung an einem Flugzeug zum Abwerfen von Gegenständen | |
DE2115501B2 (de) | Schleudersitz, insbesondere fuer hubschrauber | |
DE3406693C2 (de) | ||
DE2452053A1 (de) | Einrichtung zum starten von raketengetriebenen flugkoerpern | |
DE1481987A1 (de) | Anzeigegeraet zum Abwurf von einem Flugzeug | |
DE3228461C2 (de) | Endphasengelenkter Abwurfkörper | |
EP0178467B1 (de) | Unbemannter Flugkörper mit einem Fallschirmbergesystem | |
DE19634017A1 (de) | Gleitschirm-Fluggerät | |
EP0983195B1 (de) | Startvorrichtung für flugzeuge | |
DE1064405B (de) | Spielflugzeug mit einer Einrichtung zur Regelung des Anstellwinkels des Hoehensteuers | |
DE102014004838A1 (de) | Effektor mit abwerfbarer Tarnschale | |
DE1806248A1 (de) | Rakete aus zwei trennbaren Teilen | |
DE1481987C (de) | Absturzort Anzeigegerat fur Flugzeu ge | |
EP0795467B1 (de) | Landeverfahren für Nutzlasten aus Luft- und Raumfahrtmissionen | |
DE2410514C2 (de) | Rettungs- und Bergungssystem | |
DE1094159B (de) | Aerodynamisch stabilisiertes Geschoss | |
EP0069836A2 (de) | Geschoss | |
DE3319129A1 (de) | Heckanordnung fuer ein luftkissenfahrzeug | |
DE1481987B (de) | Absturzort-Anzeigegerät für Flugzeuge | |
DE102017203303B4 (de) | Abwerfbare Unterrumpfstruktur für Hyperschall-Raumtransportfahrzeuge | |
DE1077536B (de) | Absturzort-Anzeigeeinrichtung fuer Luftfahrzeuge | |
DE2637793A1 (de) | Vorrichtung zur verminderung der fluggeschwindigkeit und zur stabilisierung der lage einer streumunition | |
DE965620C (de) | Ringfluegel bzw. ringfoermige Tragflaeche |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
E77 | Valid patent as to the heymanns-index 1977 | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |