DE2704650A1

DE2704650A1 - Landegeraet zum absetzen von lasten aus transportflugzeugen

Info

Publication number: DE2704650A1
Application number: DE19772704650
Authority: DE
Inventors: Hans Beusse
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1977-02-04
Filing date: 1977-02-04
Publication date: 1978-08-10
Also published as: GB1593631A; FR2379432A1; ZA78653B; DE2704650C3; FR2379432B1; DE2704650B2; US4409658A

Description

Landegerät zum Absetzen von Insten aus Transportflugzeugen

Die Erfindung betrifft ein Landegerät zum automatischen Absetzen von Geräten und/oder Personen aus tief fliegenden Flugzeugen, vorzugsweise aus Kampfzonentransportern.

Zum Abwerfen von Fahrzeugen u. dgl. aus Flugzeugen ist es bekannt, einen oder mehrere Fallschirme zu verwenden. Dieses Verfahren hat jedoch den Nachteil, daß der Verringerung der Anflughöhe Grenzen gesetzt sind, die sich aus der Fallstrecke ergeben, die zur Entfaltung der Fallschirme und zur anschließenden Verzögerung der Nutzlast erforderlich ist. Hier muß daß Zielgelände frei von Hindernissen sein, die mit (k-n Fallschirmen in Berührung kommen könnten. Außerdem ist dif Zielsicherheit dieses Verfahrens sehr von den Windverhältnisse?! ;i

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Ein anderes bekanntes Verfahren zum Absetzen von Lasten wie Kraftfahrzeug u. dgl. aus sehr geringer Ilöhu besteht darin, daß die Nutzlast mittels eines Bremsschirmes aus dem Flugzeuge herausgezogen wird, während dieses die Absetzstelle in einer Höhe von wenigen Metern überfliegt. Hierbei erfolgt der Abbau der Horizontalgeschwindigkeit durch den Bremsschirm und durch die Bodenreibung. Besondere Maßnahmen zur Lagestabilisierung sind hier wegen der Kürze der Fallstrecke nicht erforderlich. Die Einsatzmöglichkeit dieses Verfahrens ist beschränkt auf ein Zielgebiet, das keine Hindernisse innerhalb der An- und Abflugbahn und der Bremsstrecke aufweist.

Es ist weiterhin bekannt, die Absetzhöhe von Fallschirmsystemen zu verringern und die Sinkgeschwindigkeit zu erhöhen, indem man kleinere Schirme verwendet und in unmittelbarer Bodennähe Bremsraketen zündet. Die Einsatzmöglichkeiten dieser Lösung sind außer bei benannten Raumkapseln auf getrenntes Absetzen vom Gerät und Personen beschränkt. Der erforderliche Freiraum um die Abstiegsbahn ist verhältnismäßig groß. Auch bei dieser Lösung wird die Zielgenauigkeit durch Wind herabgesetzt.

Ein anderes bekanntes Verfahren zum Absetzen von Lasten besteht darin, daß die Last durch einen Bremsschirm über eine Leine, deren Länge annähernd mit der Abwurfhöhe übereinstimmt, aus dem Flugzeug gezogen wird, worauf die Last, z. B. ein Kraftfahrzeug einen Kreisbogen um den Bremsschirm beschreibt und unmittelbar danach auf dem Boden aufsetzt. Die Einsatzmöglichkeiten dieses Verfahrens sind auf reine Geräteabsetzung beschränkt, wobei der erforderliche Freiraum um die Abstiegsbahn größer sein muß als bei dem vorbeschriebenen Vorfahren. Auch hier wird die Zielsicherheit durch Wind herabgesetzt.

Demgemäß besteht die Erfindungsaufgabe darin, ein Gerät zu schaffen, das ein Absetzen finer aus Geräten und/oder Personen bestehenden Last aus einem tiefliegenden Flugzeug mit großer Zielsicherheit bei mögliehst kleinem erforderlichem Freiraum ermöglicht, wobei das Gerät

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mit annähernd verschwindender Vertikalgeschwindigkeit aufsetzt, die Landebewegung weitgehend unabhängig von den Windverhältnissen ist und das Gerät mit wählbarer Ilorizontalgeschwindigkeit am Boden weiterfahren kann.

Erfindungsgemäß wird dieses dadurch erreicht, daß das Landegerät mindestens ein schwenkbares Strahltriebwerk zur automatischen Kontrolle der Abstiegsbewegung und eine Stabilisierungseinrichtung zur Lagekontrolle während des Abstieges aufweist.

Die Erfindung ist anhand der folgenden Abbildungsbeschreibung näher erläutert. Es zeigen

Fig. 1 ein Landegerät, das als Rüstsatz ausgeführt, an einem Panzer angebracht ist,

Fig. 2 ein Landegerät nach Fig. 1 im abgesprengten Zustand nach erfolgter Landung des Panzers,

Fig. 3 ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen Landegerätes,

Fig. 4 eine Darstellung eines Landegerätes während des Lande-Vorganges und

Fig.. 5 ein Diagramm zur Erläuterung der Zusammenhänge während '' des Landevorganges.

Fig. 1 zeigt ein Landegerät, mit dessen Hilfe ein Fahrzeug (Panzer) aus einem Flugzeug abgesetzt wird. Das Landegerät ist in der gezeigten Beispielausführung als Rüstsatz ausgeführt, der am Panzer 1 in geeigneter Weise befestigt ist. Der Rüstsatz besteht hauptsächlich aus den Geräteträgern 2, den Abstiegsraketen 3, den Druckgasdüsen-Gruppen 4 und dem Gerätebehälter 7. Der Gerätebehälter 7 enthält die zur Steuerung und Rege

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lung des Landegerätes erforderlichen Elemente. Beim Überfliegen des Zielgebietes durch das Trägerflugzeug wird das Fahrzeug im geeigneten Zeitpunkt mittels einer Schleudereinrichtung entgegen der Flugrichtung aus dem Flugzeug geschleudert. Danach werden nach Ablauf einer definierten, sehr kurzen Zeitspanne die schwenkbaren Abstiegsraketen 3 gezündet und der Schwenkvorgang eingeleitet. Dabei zeigen die Düsen der Raketen 3 zunächst etwa in Anflugrichtung, so daß zunächst die horizontale Komponente der Geschwindigkeit des Landegerätes abgebaut wird. Durch ein vorgegebenes Schwenkprogramm werden die Raketen 3 während des Abstiegs um die Querachse geschwenkt und zeigen gegen Ende des Abstiegs bei Brennschluß senkrecht nach unten. Durch geeignete Wahl von-Anfangsbedingungenkann die Aufsetzgeschwindigkeit so gewählt werden, daß der Panzer aus dem Aufsetzen heraus am Boden weiterfahren kann. Nach <Jem Aufsetzen wird das l.andegeräl von dem Panzer getrennt. Dies geschieht beispielsweise durch Sprengbolzen. Durch Anordnungz. B. vorgespannter l'Vderu kann die Wirkung der SprengLiolzeii uiitersliilzt werden.

Fig. 2 zeigt den gelandeten Panzer 1 und das abgesprengte Landegerät, das durch die Absprengung in die beiden Geräteträger 2 und den Verbindungsträger 5 mit dem Druckgasbehälter 6 zur Versorgung der Düsensätze 4 und mit dem Gerätebehälter 7 zerlegt wurde. Bei der Zerlegung werden die betroffenen Leitungen in geeigneter Weise getrennt. Der Panzer weist Halterungen 8 auf, die in entsprechende Gegenelemente 9 eingreifen.

Fig. 3 zeigt ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen Landegerätes mit dem Lageregler 12 einschl. Aufschaltverteiler, der Kreiselplattform 13, dem Verstellmotor 14, dem Lagewinkelgeber 15, dem Mischverstärker 16, dem Anstellwinkelregler 17, der Anstellwinkelfahne 18 mit dem Anstellwinkelgeber 19, dein Eingabeteil 20, dem Landeprogrammrechner 21, dem Kommandogerät 22, der Sicherheitslogik 23, der Anzeigetafel 24, den Ventilgruppen für die Druckgasdüsen 4 und den Schwenkmotoren 26. Der Abstiegsvorgang wird zweckmäßig vom Piloten des Trägerflugzeuges ausgelöst , nachdem die erforderlichen Daten über das Eingabeteil 20 in den Programmrechner 21 eingegeben wurden. Nach Betägigung des Auslösers am Kommandogerät 22 steuert ein Folgegeber innerhalb des Rechners 21 folgende Vorgänge:

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- Aktivierung des Landereglers 12, der Plattform 13, der Ventilgruppen 25 und damit der Düsengruppen 4,

- Auslösen der flugzeugfesten Startschleucler,

- Zünden der Raketen 3,

- Aufschalten eines vorgewählten Anstellwinkelprogramms über das Eingabeteil 20, den Rechner 21, den Anstellwinkelgeber 17 und den Verstellmotor 14,

- Auf schalten eines im Rechner 21 entsprechend den Eingabedaten ermittelten Schwenkprogramms für die Raketen 3 über den Mischverstärker 16 und die Schwenkmotoren 26, wobei der Mischverstärker 16 das vom Lagewinkelgeber 15 ausgehende Signal dem Schwenkprogramm des Rechners 21 überlagert.

Unmittelbar nach Erreichen der senkrechten Position der Raketen 3 wird das Schwenkprogramm über den Rechner 21 abgeschaltet. Nach Abbau einer Anfangsvertikalgeschwindigkeit werden die Raketen 3 über den Rechner 21 gelöscht und die Zerlegung des Landegerätes ausgelöst. Ausgehend von der dem Eingabeteiü. 20 eingegebenen Horizontalgeschwindigkeit beim Aufsetzen ist das gelandete FaJirzeug am Boden sofort frei manövrierbar.

Fig. 4 zeigt eine Darstellung eines Landegerätes beim Absetzen eines Panzers 1 aus einemFlugzeug 30. Das Flugzeug befindet sich in der Anflughöhe

H welche /. B. kurz, vor dem Absetzen des Panzers 1 über Funkhöhenmeso . .

ser mittels des Winkels und einer Laufzeitmessung bestimmt wird. Diese Höhe H wird zur evtl. Korrektur in den Rechner 21 eingegeben, womit auch der Programmablauf des automatischen Absetzens eingeleitet wird. Das Flugzeug hat die Anfluggeschwindigkeit V Mittels des Auslösers am Kommandogerät wird der eigentliche Landevorgang eingeleitet. Dabei wird das Gerät mittels der flugzeugfesten Schleudereinrichtung mit der Geschwindigkeit V„ aus dem Laderaum des Trägerflugzeuges geschleudert, wobei die Lageregelung

automatisch einsetzt. Nach Durchfallen der Strecke h befindet sich der

oz

Schwerpunkt des Gerätes einschl. Nutzlast in Position P₁. Der Schwerpunkt hat hier die Geschwitidigkeitskoniponenten ν und ν In dieser

OX OZ *

Position werden die beiden Raketen, deren Treibstrahlen zunächst etwa in Richtung ν zeigen, gezündet und das Schwenkprogramm ausgelöst. Im weiteren Verlauf des Abstieges wird infolge der Schwenkung der-Raketen zunächst die Geschwindigkeitskomponente ν und dann die Komponente ν abgebaut. In der Abbildung ist der Panzer 1 mit dem Landegerät zu einem beliebigen Zeitpunkt P während des Abstieges dargestellt. In diesem Zeitpunkt hat das Gerät die Geschwindigkeitskomponenten ν und ν = f (t). Hier hat sich der resultierende Schubvektor S bereits um

den Winkel<»s<vj t gegen die Horizontale gedreht, wobei in diesen Beispiel CaJ = const, sei. Es ist weiter angenommen, daß das Gerät über die Anstellwinkelsteuerung den Lagewinkel eingenommen hat. In Punkt P„ ist der max. Schwenkwinkel Ö* = 90° nach der Zeit t = T erreicht und das Schwenkprogramm beendet. Die Anfangsvertikalgeschwindigkeit ν = ν

ist hier noch nicht abgebaut. Im Punkt P ist bei gleichbleibendem Schwenkwinkel <5 = 90° die Geschwindigkeit v, auf Null gesunken und damit auch die vertikale Aufsetzgeschwindigkeit ν, = O. Die horizontale Aufsetzgeschwindigkeit ν entspricht dem vorprogrammierten Wert. Bei frreichen von Punkt P„ ist die Zeit T_R vergangen und die Raketen werden z. B. durch plötzliche Druckabsenkung in den Brennkammern gelöscht. Vom Beginn P des Schwenkprogramms bis zum Brennschluß P„ wird die horizontale Strecke s durchlaufen. Fig. 5 zeigt ein Diagramm zur Erläuterung der Zusammenhänge während des Lande vor ganges. Auf der linken senkrechten Achse sind die Höhe H₀ und die horizontale Strecke s_R * aufgetragen, wobei der Stern ¹ ·

darstellt, daß der Luftwiderstand hier nicht berücksichtigt wurde. Auf der waagerechten Achse ist die horizontale Auf setz geschwindigkeit v_ß aufgetragen, wobei auch hier der Luftwiderstand nicht einbezogen wurde. Die rechte senkrechte Achse trägt die Schwenkzeit T - . Die drei Kuryen zeigen die Größen W _/T. und s * in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit v_R * unter folgenden Voraussetzungen:

1. ν = GO m/s

ox '

2. v_oz = 6,3 m/s

3.6_O = 0°

4. auftriebsneutraler· Abstieg

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Der auftriebsiiientrale Abstieg ist hier als Idealfall anzusehen, welcher jedoch praktisch nur annähernd erreicht werden kann. Insbesondere ist am Ende der Abstiegsbahn das Verhältnis Auftrieb/Schub derart gering, daß der Einfluß des Anstellwinkels verschwindet. Man erkennt aus dieser Darstellung, daß Anflughöhen zwischen etwa 35 und 92 m zu erwarten sind , wobei die Abstiegszeiten zwischen 4 und 7s liegen. Zur Erzeugung einer künstlichen Stabilität und Dämpfung des Landegerätes werden bevorzugt einfache gefesselte Kreisel auf der Plattform 13 als Meßwertgeber verwendet. Die gemessenen Winkelgeschwindigkeiten um die Hauptachsen werden in diesem Fall den Ventilgruppen 25 über den Regler 12 als Ventilöffnungsgeschwindigkeiten im Gegensinn aufgeschaltet. Elektrisch differenzierte Signale wirken als künstliche Dämpfungen.

Nach einer Ausgestaltung der Erfindung erfolgt die Schwenkbewegung des resultiernden Schubvektors nach beliebigen Schwenkprogrammen mit variabler Winkelgeschwindigkeit.

Nach einer anderen Ausgestaltung der Erfindung werden verschiedene Ab Stiegsprogramme mit Triebwerken von gleichem Schub durch Variation des Anfangsschwenkwinkels Q und der Schwenkzeit T_ß realisiert.

Nach einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung wird über die Lagekontrolle ein zeitlicher Anstellwinkelverlauf derart eingesteuert, daß der Einfluß des Auftriebs weitgehend verschwindet.

Eine vierte Auegestaltung der Erfindung sieht vor, daß das Gerät mindestens eine aerodynamische Leiteinrichtung aufweist.

Nach einqr fünften Ausgestaltung der Erfindung ist das Landegerät integrierter Bestandteil eines abzusetzenden Fahrzeuges.

Patentansprüche

Claims

MESSERSCHMITT-BÖLKOW-BLOHM Hamburg, 25.1*1977

GESELLSCHAFT HF 2442

MIT BESCHRANKTER HAFTUNG He/va HAMBURG

Patentansprüche

1.) Aus Flugzeugen abwerfbares Landegerät, dadurch gekennzei chn e t, daß das Gerät mindestens ein schwenkbares Strahltriebwerk zur automatischen Kontrolle der Abstiegsbewegung und eine Stabilisierungseinrichtung zur Lagekontrolle während des Abstieges aufweist.

2
' Landegerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstieg mittels eines wählbaren Schwenkprogramms für das Strahltriebwerk steuerbar ist.

3. Landgerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwenkbewegung des Strahltriebwerks mit konstanter Winkelgeschwindigkeit or folgt.

4. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch geke nnzeichnet, daß der Schub des Triebwerks während des Abstieges konstant ist..

5. Landegerät nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4 , dadurch gekennz eichnet, daß für verschiedene Abstiegsprogramme Strahltriebwerke mit gleichem Schub dadurch verwendbar sind, daß der Anfangs-Schwenkwinkel <>Q und die Schwenkzeit T_R entsprechend variiert werden.

6. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Lagestabilisierung erforderlichen Kräfte durch Gasdüsen erzeugt werden.

7. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß zur Kinhallung bestimmter aerodynamischer Anstellwinkel, insbesondere von Minimalauftriebsanstellwinkeln, mindestens ein auf die Lageregelung einwirkender Anstellwinkelgeber angeordnet ist

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ORIGINAL INSPECTED

}>. I ,aridt'i'vrüL ii.uli <Ιι·η Ansprikhrn I bi.s 7, dadurch μ ν k c ii η ζ ν i <· h-η c¹ I₁ daß als Strahltriebwerk mindestens eine Feststoffrakete verwundet wird.

9. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß als Strahltriebwerk mindestens eine Hybridrakete verwendet wird.

10. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Gerät mindestens eine aerodynamische Leiteinrichtung aufweist.

11. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 10, dadurch gekennzeichn e t, daß das Gerät als an einem abzusetzenden insbesondere geländegängigen Fahrzeug anbringbarer Rüstsatz ausgebildet ist.

12. Landegerät nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die tragenden Teile des Rüstsatzes als vom Fahrzeug absprengbare Träger ausgebildet sind.

13. Landegerät nach den Ansprüchen 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Gerät integrierter Bestandteil eines abzusetzenden insbesondere geländegängigen Fahrzeuges ist.

14. Landegerät nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Gerät mindestens ein Element zur Übermittlung einer von einer flugzeugfesten Schleudereinrichtung ausgehenden Schleuderbewegung aufweist.