SE0950560L - Förfarande för frikoppling av en obemannad flygkropp från en bärluftfarkost - Google Patents

Abstract

Förfarande för frikoppling av en obemannad flygkropp (2) från en bärluftfarkost (1), varvid flygkroppen (2) uppvisar en autonom flygregleringsanordning (32), vilken inverkar på flygkroppens (2) styranordningar (23, 24), med stegen: a) b) C) d) e) (Figur 5) inställning av flygkroppens sido- och höjdroder i en neutral position, i vilkenden respektive rodervinkeln uppgår till 0°; separation av de elektriska och mekaniska förbindelserna mellanflygkroppen (2) och bärluftfarkosten (1); avkänning av den genomförda separationen genom sensorer tillhörandeflygkroppen (2); aktivering av flygkroppens (2) flygregleringsanordning (32) och automatiskstyrning av flygkroppen (2) genom flygkroppens (2) flygregleringsanordning(32) och styranordningar (23, 24) baserad på kompensation avflygtillståndsförändringar, vilka orsakas av det mellan flygkroppen (2) ochbärluftfarkosten (1) rådande nedsvepfältet; automatisk styrning av flygkroppen (2) genom flygkroppens (2)flygregleringsanordning (32) och styranordningar (23, 24) baserad på datalagrade i åtminstone ett minne (34) tillhörande flygkroppen (2).

Description

FÖRFARANDE FÖR FRIKOPPLING AV EN OBEMANNAD FLYGKROPP FRÅN ENBÄRLUFTFARKOST TEKNISKT OMRÅDE Den föreliggande uppfinningen avser ett förfarande för frikoppling av en obemannadflygkropp från en bärluftfarkost. Speciellt avser uppfinningen ett förfarande för frikopplingav en obemannad, aerodynamiskt instabil flygkropp från en bärluftfarkost.

Vanliga obemannade flygkroppar, till exempel så kallade ”Cruise Missiles”, är visserligenförsedda med egna bärytor som lyftkraftshjälpmedel, men dessa bärytor befinner sig ibärflygning, det vill säga, när flygkroppen är kopplad till bärluftfarkosten, i en iflygkroppens kontur infälld position och fälls ut först efter frikopplingen av flygkroppen.Flygkroppen befinner sig följaktligen omedelbart efter frikopplingen från bärflygplanet i ettaerodynamiskt instabilt tillstånd. Först med utfällningen av bärytorna förbättras denaerodynamiska stabiliteten (framför allt i tippaxeln) väsentligt.

Vid frikoppling av en obemannad flygkropp från bärluftfarkosten, vilken flygkropp äranbringad vid en så kallad pylon på bärluftfarkosten, måste det säkerställas, att denobemannade flygkroppen omedelbart efter frikopplingen ej avleds genom aerodynamiskakrafter som inverkar på den, till exempel genom det så kallade nedsvepfältet (tyska:Abwindfeld) (vilket är strömningsfältet runt flygkroppen i anbringat tillstånd) och genomrepulsionskrafter av ett ejektorsystem (vanligen ett gastryckssystem) tillhandahållet vidpylonen så, att den kolliderar med bärluftfarkosten eller hamnar i ett ej längre reglerbartflygtillstànd.

De på flygkroppen inverkande aerodynamiska krafterna är beroende avanströmningshastigheten, det vill säga av den relativa hastigheten av bärluftfarkosten iförhållande till luft vid frikoppling (release) av den obemannade flygkroppen, avlufttätheten, och därför flyghöjden, i vilken frikopplingen sker, av flygkroppens anfallsvinkeloch av de aerodynamiska omströmningsvillkoren, och därför nedsvepfältet, för den tillbärluftfarkosten tillkopplade obemannade flygkroppen. Detta nedsvepfält, vilket skiljer sigfrån en omströmning av flygkroppen i det fria luftfältet, resulterar avströmningsförträngningar (till exempel genom behållare vid grannvapenstationer ellergenom avsmalning av utrymmet mellan flygkropp och bärluftfarkostens undersida medelsten vid installationen av flygkroppen tillhandahållen tippvinkelförskjutning) och/eller av strömningsuppstoppningsområden (till exempel vid den främre roten av pylonen),varigenom statiska och dynamiska tryckskillnader och därmed speciella kraft- ochmomenteffekter på flygkroppen resulterar, vilka åter igen försvinner med ökande avståndfrån bärluftfarkosten vid frikoppling, vilket sker typiskt cirka 200 ms efter frikopplingen.Därefter verkar den fria luftströmningens aerodynamik på flygkroppen.

Tryckskillnader mellan ovansidan och undersidan av flygkroppen alstrar tippmoment ochtryckskillnader mellan den vänstra och den högra sidan av flygkroppen alstrar girmoment.Typiskt resulterar vid vingvapenstationer med tillräckligt avstånd till grannbehållareförsummande moment runt giraxeln och runt rollaxeln. Det resulterar emellertid ettdominerande tippmoment, vilket trycker flygkroppsnosen nedåt och vars styrka beror avflygkroppens anfallsvinkel, av machtalet och av lufttätheten. Detta tippmoment verkarredan i tillkopplat tillstånd på flygkroppen och utövar vid frikopplingen en mer eller mindrekraftig vridimpuls runt tippaxeln på flygkroppen. Denna specifika vrideffekt försvinnerunder frikopplingsförloppet med ökande avstånd av flygkroppen från bärluftfarkosten,eftersom tryckskillnaderna mellan ovan- och undersidan jämnar ut sig. Eftersomflygkroppen i denna situation knappast uppvisar aerodynamisk tippstabilitet, fortsätter denav tippmomentet åstadkomna vridrörelsen runt tippaxeln, varvid tippvridhastighetenkraftigt tilltar genom att ytan av flygkroppen, som är utsatt för det dynamiska trycket avanströmningen blir större och större, vilket framför allt resulterar, när den aerodynamiskatryckpunkten befinner sig framför tyngdpunkten (nosen är framtill). Därvid uppträder dåväldigt snabbt ett flygläge för flygkroppen, vilket ej längre är stabiliserbart, så att denfrikopplade obemannade flygkroppen störtar okontrollerat och går förlorad för detplanerade uppdraget, om ej motsvarande motåtgärder inleds i rätt tid.

Den obemannade flygkroppen upplever omedelbart efter frikopplingen ett tippmoment, pågrund av de på den inverkande aerodynamiska krafterna, vilket tippmoment trycker nosenav flygkroppen nedåt, varigenom flygkroppen kan hamna i ett okontrollerat vertikaltflygläge. Detta flygläge är ej heller efter utfällningen av bärytorna stabiliserbart, så att denfrikopplade obemannade flygkroppen störtar okontrollerat och går förlorad för detplanerade uppdraget.

TEKNIKENS STÅNDPUNKTFrikopplingen av en flygkropp från bärluftfarkosten sker i ett tillstånd av flygkroppen, ivilket dess egna flyglägereglering ännu ej är aktiverad. Det skall därigenom undvikas, att en kollision mellan flygkropp och bärluftfarkost sker i omedelbar rumslig närhet avbärluftfarkosten genom felbeteende av flyglägeregleringen av den obemannadeflygkroppen. På grund härav har det hittills föredragits olika förfarandesätt.

Om flygkroppen är aerodynamiskt stabil och under bärflygningen inaktiv, det vill säga utanegen energiförsörjning, så förbinds den med bärluftfarkosten, förutom mekaniskfasthållning, via en spränglina, vilken efter frikopplingen av flygkroppen på ett bestämtavstånd av flygkroppen från bärluftfarkosten aktiverar flygkroppens strömförsörjning, såatt flyglägeregleringen av flygkroppen först då kan gå i drift. För detta förfarande kanendast flygkroppar med tillräckligt stor aerodynamisk stabilitet eller med begränsadefrikopplingsvillkor med avseende på anfallsvinkel, machtal och höjd användas, för att enförlust av flygkroppen genom det inverkande nedsvepfältet fram till insättning av den egnaflygregleringen ska vara utesluten.

I ett alternativt förfarandesätt är energisystemet hos den aerodynamiska stabilaflygkroppen redan aktivt under bärflygningen. Av säkerhetsskäl fördröjs emellertid här viamotsvarande tidsfördröjningsanordningar i flygkroppen aktiveringen av den egnaflyglägeregleringen och styrytornas roderutslag begränsas under en bestämd tid fram tillflygkroppen är tillräckligt långt bort från bärluftfarkosten. Inte heller här finns under fasenför den oreglerade flygningen mellan frikopplingen och insättningen av flygkroppens egnaflyglägereglering, på grund av den aerodynamiska stabiliteten av flygkroppen, någon riskför en förlust genom aerodynamiska krafter som inverkar på flygkroppen.

Om flygkroppen emellertid, åtminstone i den första flygfasen efter frikopplingen, äraerodynamiskt instabil och om relevanta krafter och moment av nedsvepfältet verkar påden, så består risken, att den i tidsrummet mellan frikopplingen och insättningen av denegna flyglägeregleringen hamnar i ett instabilt flygläge och därför går förlorad. Denhittillsvarande säkerhetsfilosofin erfordrar emellertid, att flyglägeregleringen avflygkroppen först då får lov att aktiveras, när det är säkerställt, att en felaktigflyglägereglering ej leder till sammanstötning av flygkroppen med bäraren. Dettatidsspann ligger hittills i praktiken vid aerodynamiskt instabila flygkroppar ej under 100 msefter avkänd frikoppling från bärflygplanet.

Hittills har vid aerodynamiskt instabila flygkroppar de vid stjärten av den obemannadeflygkroppen tillhandahållna sido- och höjdrodren kort innan frikopplingen av flygkroppen från bärluftfarkosten bringats från den neutrala positionen (rodervinkel = 0°) till enutsvängd roderposition (så kallad ”Fin Preset"), varigenom genom anströmningen avrodren och genom rodrens hävarmar i förhållande till flygkroppstyngdpunkten momentresulterar, vilka motverkar de på flygkroppen verkande momenten av nedsvepfältet ochföljaktligen motsvarande dämpar den genom nedsvepfältet inducerade vridrörelsen avflygkroppen vid frikopplingen.

Eftersom de genom nedsvepfältet på flygkroppen verkande krafterna och momenten ärväsentligen beroende av flyghöjden och av flyghastigheten för bärluftfarkosten, måste de iförväg inställda rodervinklarna för höjd-/sidorodren vara anpassade tillanströmningsvillkoren, det vill säga till flyghastigheten och flyghöjden. För att bestämmadessa rodervinklar, krävs det således, att ett flertal flygförsök och numeriskaströmningsmekaniska simuleringar (CFD = computational fluid dynamics) genomförs.Dessa flygförsök och simuleringar måste ej endast genomföras för varje kombination aven bärluftfarkoststyp och en flygkroppstyp, utan dessutom också för varjeanbringningsplats av den obemannade flygkroppen vid bärflygplanet (till exempel underbärflygplanets kropp eller under bärytorna) samt för varje kombination av beläggningen avangränsande stationer för anbringning av vapen och behållare. Dessutom måste vidinföring av nya vapen respektive behållare till grannstationer förinställningen avrodervinklarna för flygkroppen på nytt fastställas, eftersom den nya grannbeläggningenförändrar flygkroppens nedsvepfält och eftersom därmed de resulterande rotatoriska ochtranslatoriska effekterna på flygkroppen ändras. Detta gör det tydligt, att innananvändningsfrisläppandet av en kombination av bärluftfarkost och obemannad flygkroppmåste ofantliga investeringar göras i förtester och simuleringar.

BESKRIVNING AV UPPFlNNlNGEN Ändamålet respektive det tekniska problemet som ligger till grund för uppfinningen är, attange ett förfarande för frikoppling av en obemannad flygkropp från en bärluftfarkost, vilketockså fungerar tillförlitligt när den obemannade flygkroppen, åtminstone underfrikopplingen från bärluftfarkosten, är aerodynamiskt instabil, och varvid kostnaden förflygfrisättandet av kombinationen av bärluftfarkost och obemannad flygkropp är avsevärtreducerad.

Detta ändamål löses genom det i patentkrav 1 angivna förfarandet. l enlighet därmed anges ett förfarande för frikoppling av en obemannad flygkropp från enbärluftfarkost, varvid flygkroppen uppvisar en autonom flygregleringsanordning, vilkeninverkar på flygkroppens styranordningar, vilket uppvisar stegen: a) inställning av flygkroppens sido- och höjdroder i en neutral position, i vilken denrespektive rodervinkeln uppgår till 0°;b) separation av de elektriska och mekaniska förbindelserna mellan flygkroppen ochbärluftfarkosten; _c) avkänning av den genomförda separationen genom sensorer tillhörandeflygkroppen;d) aktivering av flygkroppens flygregleringsanordning och automatisk styrning avflygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordning och styranordningarbaserad på kompensation av flygtillståndsförändringar, vilka orsakas av det mellanflygkroppen och bärluftfarkosten rådande nedsvepfältetautomatisk styrning av flygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordningoch styranordningar baserad på data, speciellt data för en avlägsningsprocedur och flygbanedata, lagrade i åtminstone ett minne tillhörande flygkroppen.

Därvid styrs flygkroppen på ett sådant sätt igenom nedsvepfältet, att den bara intarflygtillstånd, vilka utesluter beröring av bärluftfarkosten och möjliggör genomförbarhetenav det avsedda uppdraget.

Vid ett extremt starkt nedsvepfält (högt machtal, låg höjd, negativ anfallsvinkel förflygkroppen) måste flygregleringen sättas in så omedelbart som möjligt efter avkändfrikoppling, eftersom motverkan genom de förinställda rodren saknas och för att uppnå enmjuk övergång från det oreglerade till det reglerade flygtillståndet, till exempel förundvikande av maximala reglersignaler eller roderutslag. Visserligen skall det därmedväntas tills den translatoriska effekten av bortstötningskrafterna av pylon-ejektorsystemethar avtagit, vilket är fallet omkring 30 till 60 ms efter den fysiska frikopplingen.

Uppfinnarna har insett, att på grund av den höga tillförlitligheten av dagens reglersystempåverkas ej säkerheten vid separationen av den obemannade flygkroppen frånbärluftfarkosten och i flygfasen omedelbart därefter, om flygkroppens egna flygregleringsätts in redan vid en mycket tidig tidpunkt efter separationen, närmare bestämt myckettidigare än detta hittills har varit àstadkommet i teknikens ståndpunkt. Uppfinnarna hardärigenom övervunnit fördomen i teknikens ståndpunkt, att flygkroppens egna flygreglering först får lov att sätta in när den obemannade flygkroppen underfrikopplingsförloppet befinner sig på ett tidsmässigt avstånd från bärluftfarkosten som ärstörre än 100 ms. En ytterligare av uppfinnarna övervunnen fördom i teknikensståndpunkt är uppfattningen som hittills rått, att flygregleringen först får lov att sätta inefter det att effekterna av nedsvepfältet har försvunnit, om nedsvepfältet endast är känt isitt grova verkningssätt (till exempel det maximalt uppträdande tippmomentet) eller endastär känt vid bestämda arbetspunkter för det operationella frikopplingsområdet.

FÖRDELAR Det är följaktligen ej längre erforderligt, att förse en flygkropps styranordningar redaninnan frikopplingen med en i förväg inställd rodervinkel (Preset). Följaktligen bortfallerockså de inledningsvis beskrivna kostsamma förundersökningarna (flygförsök,simuleringar) för bestämning av de lämpliga rodervinklarna i beroende av flyghöjden, avflyghastigheten, av anfallsvinkeln och av den konstruktivt betingade strömningssituationenvid platsen för anbringningen av flygkroppen på bärluftfarkosten.

Genom den tidiga insättningen av flygregleringen enligt uppfinningen resulterar somytterligare fördel, att effekten av nedsvepfältet endast måste fastställas vid någraarbetspunkter, företrädesvis vid gränserna av de operationella insättningsvillkoren(anfallsvinkel, machtal, höjd) medelst reala oreglerade nedkastningar av flygkroppen frånbärluftfarkosten, så kallade Jettison-nedkastningar, och föregående numeriskaströmningsmekaniska simuleringar, varigenom därefter likaså genom simuleringar, vidvilka de reala uppmätta effekterna av nedsvepfältet (krafter, moment) efterbildas, kan detfastställas och bevisas, om flygregleringen kan motverka vrideffekterna av nedsvepfältet(endast tipp-vridhastigheter eller tipp-/gir-vridhastigheter) tillräckligt.

Dessutom är en regulator bättre lämpad för att motverka oförutsedda störningar, än i förväg fast inställda roder, vilka endast alstrar ett specifikt motmoment.

Ytterligare föredragna och fördelaktiga utformningssärdrag av det uppfinningsenligaförfarandet finns angivna i underkraven.

Föredraget sätter den autonoma flygregleringen av flygkroppen in i steg d) vid en tidpunkt(te), vilken ej ligger senare än 100 ms efter starten av en tidtagare i tidpunkten (to) föravkänningen av separationen.

Företrädesvis manövreras i steg d) flygkroppens styranordningar ej för styrning avflygkroppen innan avkänningen av den genomförda separationen.

Företrädesvis sker aktiveringen av flygregleringsanordningen i steg d) på ett sådant sätt,att tidpunkten (tc), vid vilken den autonoma flygregleringen av flygkroppen sätter in, ligger iett tidsrum på ej tidigare än 30 ms efter starten av tidtagaren. Tillhandahållandet av dennapaus mellan avkänningen av den genomförda separationen i tidpunkten (tg) ochtidpunkten (te), vid vilken den autonoma flygregleringen sätter in, har den fördelen, attejektorsystemets transiatoriska bortstötningskrafter som inverkar på flygkroppen vid denmekaniska frikopplingen av flygkroppen från bärluftfarkosten fritt kan verka upp till derasavklingning, utan att flygregleringen av flygkroppen arbetar mot dessabortstötningskrafter. På detta sätt kan steget för den mekaniska separationen ske ostört.

I en speciellt föredragen utföringsform av det uppfinningsenliga förfarandet skeraktiveringen av flygregleringsanordningen i steg d) på ett sådant sätt, att tidpunkten (tc),vid vilken den autonoma flygregleringen av flygkroppen sätter in, liggeri ett tidsfönster påmellan 50 ms och 100 ms efter starten av tidtagaren. Detta tidsfönster har visat sig somspeciellt fördelaktigt för insättningen av flygregleringen av aerodynamiskt instabilaflygkroppar, speciellt vad beträffar den mjuka övergången från oreglerat till regleratflygtillstànd av flygkroppen.

Företrädesvis är tidpunkten (te), vid vilken den autonoma flygregleringen av flygkroppensätter in, beroende av flyghastigheten (VR, machtalet eller EAS:en) för bärluftfarkosten vidseparationen av flygkroppen från bärluftfarkosten i steg b). Denna vidareutvecklingmedger en ännu bättre anpassning av tidpunkten, vid vilken flygregleringen sätter in, tillde respektive insättningsvillkoren i tidpunkten för frikopplingen. EAS:en (”equivalent airspeed") är definierad som hastigheten vid havsnivån, vilken alstrar samma inkompressibladynamiska tryck som den riktiga hastigheten i förhållande till luft på höjden, på vilkenluftfarkosten (här flygkroppen) i fråga flyger.

Företrädesvis minskar tidsskillnaden (A tco) mellan tidpunkten (to) för avkänningen avseparationen och tidpunkten (te), vid vilken den autonoma flygregleringen av flygkroppensätter in, med ökande flyghastighet (VR). Ju snabbare bärluftfarkosten flyger i frikopplings-tidpunkten, desto tidigare sätter följaktligen flygregleringen av flygkroppen in, varigenom övergången av flygkroppen till ett stabilt flygtillstånd efter frikopplingen säkerställes ännubättre.

Ytterligare föredraget är tidpunkten (tc), vid vilken den autonoma flygregleringen avflygkroppen sätter in, beroende av flyghöjden (HR) för bärluftfarkosten eller av det rådandestatiska trycket vid separationen av flygkroppen från bärluftfarkosten i steg b). Dennavidareutveckling medger en ännu bättre anpassning av tidpunkten, vid vilkenflygregleringen sätter in, till de respektive insättningsvillkoren i tidpunkten förfrikopplingen, speciellt till den på platsen för frikopplingen rådande lufttätheten. Ännu mera föredraget är tidsskillnaden (Aten) mellan tidpunkten (to) för avkänningen avseparationen och tidpunkten (tC), vid vilken den autonoma flygregleringen av flygkroppensätter in, desto mindre, ju lägre flyghöjden (HR) är ellerju större det rådande statiskatrycket är. Ju lägre bärluftfarkosten vid frikopplingstidpunkten flyger, desto tidigare sätterföljaktligen flygregleringen av flygkroppen in, varigenom övergången av flygkroppen till ettstabilt flygtillstånd efter frikopplingen säkerställes ännu bättre.

Speciellt fördelaktigt är det också, om steget e) genomförs i de följande två delstegen: e1) automatisk styrning av flygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordning och styranordningar baserad på data för en standardavlägsningsprocedur lagradei flygkroppens minne oche2) automatisk styrning av flygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordningoch styranordningar baserad på uppdragsdata lagrade i flygkroppens minne.Genom dessa två delsteg uppnås tillsammans med steg d), att flygkroppen först under kort tid (omkring 1 till 2 sekunder) motverkar störningarna av nedsvepfältet (steg d: tillexempel tippvridhastigheten = 0 °/s, tväracceleration = 0 m/s2, bibehållande av rollvinkelnvid frikoppling), därefter kontrollerat styrs bort från bärluftfarkosten, företrädesvis omkring1,5 till 2,5 sekunder, (steg e1: standard-avlägsningsprocedur), innan den egentligaregleringen av flygförhållandet för styrning av flygkroppen enligt en lagrad uppdragsplansätter in (steg e2). Denna standardavlägsningsprocedur kan därvid vara så präglad, attregleringen av vertikalhastigheten och följaktligen begränsningen av det vertikalaavståndet för flygkroppen från bärluftfarkosten sker enligt en börprofil.

Därvid är det av fördel, om steget e2) först sker efter det att avlägsningsproceduren enligtsteg e1) har avslutats.

Föredragna utföringsexempel av uppfinningen med ytterligare utföringsdetaljer ochytterligare fördelar är närmare beskrivna och förklarade i det följande med hänvisning tillde bifogade ritningarna.

KORT BESKRIVNING AV RITNINGARNA På ritningarna visar: Fig. 1 en schematisk vy av en obemannad flygkropp i tidpunkten för separation frånbärluftfarkosten vid en liten anfallsvinkel för bärluftfarkosten; Fig. 2 en schematisk vy av en obemannad flygkropp i tidpunkten för separation frånbärluftfarkosten vid en brantare anfallsvinkel för bärluftfarkosten; Fig. 3 en schematisk vy sedd framifrån av en under en bäryta av bärluftfarkostenanbringad obemannad flygkropp innan separationen från bärluftfarkosten;Fig. 4 en schematisk sidovy av en under en bäryta av bärluftfarkosten anbringadobemannad flygkropp innan separationen från bärluftfarkosten; Fig. 5 ett flödesdiagram för en föredragen utföringsform av det uppfinningsenligaförfarandet.

BESKRIVNING AV FÖREDRAGNA UTFÖRINGSEXEMPEL l fig. 1 är schematiskt undersidan 10 av kroppen av en bärluftfarkost 1 samt enobemannad flygkropp 2 visade. Figuren visar ett tillstånd, i vilket flygkroppen 2 alldelesnyss på känt sätt har separerats från bärluftfarkosten 1 och i tidpunkten för separationentryckts bort medelst två ejektorer i området av upphängningen av flygkroppen 2 frånbärluftfarkosten 1. Kraftverkan av ejektorerna är visad symboliskt genom pilarna F51 ochF52.

Luftfarkosten 1 uppvisar på sidan 10 av kroppen eller på undersidan av en bäryta enbombpylon 12, vilken på sin undersida delvis är utformad öppen och i detta område i detinre av bombpylonen 12 är försedd med två lösbara fasthållningsanordningar, vilka ibärflygningen står i ingrepp med två motsvarande mothållningsanordningar, vilka står utfrån ett övre bärelement hos flygkroppen 2, och fixerar flygkroppen 2 vid luftfarkosten 1. Iområdet av den öppna undersidan av bombpylonen 12 är också en elektriskinstickningsanslutning tillhandahållen på luftfarkostssidan, vilken är förbunden mekanisktoch elektriskt med en motstickningsanslutning på ovansidan 20 av flygkroppen 2.

Flygkroppen 2 är försedd med en i figurerna endast schematiskt visad avionik 30, vilkenbland annat uppvisar en flygregleringsanordning 32 samt ett minne 34 för flygbanedata.Flygkroppen 2 är vid sin stjärt 22 försedd med företrädesvis fyra styrytor 23, 24, vilka ärplacerade på lika avstånd från varandra över omkretsen, är svängbara och ärmanövrerade av flygregleringsanordningen 32. På ovansidan 20 av flygkroppen är tvåsidledes utsvängbara bärytor 25 anbringade, vilka ger flygkroppen 1 förbättradeglidegenskaper_ Under bärflygningen är bärytorna 25 ej utfällda, ligger på ovansidan 20av flygkroppen 2 och står ej ut sidledes eller endast oväsentligt över dess kontur. Pågrund av de ej utfällda bärytorna 25 är flygkroppen 2 aerodynamiskt instabil. Den erhållerförst en relevant aerodynamisk stabilitet, framför allt runt tippaxeln, när bärytorna 25 ärutsvängda.

I fig. 1 är luften som anströmmar bärluftfarkosten 1 och den obemannade flygkroppen 2visad genom ett flertal av parallella horisontella pilar. Strömningshastigheten för denna luftframför den obemannade flygkroppen motsvarar hastigheten VR för bärluftfarkosten 1 itidpunkten för separationen.

Det blir tydligt i fig. 1, att flygkroppen 2 i tidpunkten för frikopplingen i förhållande tillbärluftfarkosten 1 intar en anbringningsbetingad negativ anfallsvinkel on, så att avståndetmellan luftfarkostundersidan 10 och ovansidan 20 av den obemannade flygkroppen 2 iområdet av dess nos 21 (i fig. 1 till vänster) är större än i området av dess stjärt 22. Luftensom anströmmar flygkroppen 2 accelererar följaktligen mellan ovansidan 20 avflygkroppen 2 och undersidan 10 av bärluftfarkosten 1, eftersom strömningsrummetmellan flygkroppen 2 och bärluftfarkosten 1 från nosen 21 av flygkroppen 2 till dess stjärt22 smalnar av. Strömningshastigheten V2 över nosen 21 av flygkroppen 2 är här redan ökad iförhållande till anströmningshastigheten VR. Den anströmmande luften accelereras 11 ytterligare från nosen 21 mot stjärten 22 och uppnår där den i förhållande tillströmningshastigheten V2 högre strömningshastigheten V3. Följande gäller: V3 > V2 > VR.Eftersom flygkroppen 2 på sin undersida 26 kan omströmmas fritt motsvararströmningshastigheten V1 på undersidan 26 av flygkroppen 2, vilken från nosen 21 tillstjärten 22 av flygkroppen 2 väsentligen förblir konstant, anströmningshastigheten VR.

Av denna omströmning av den obemannade flygkroppen 2 i tidpunkten för separationenfrån bärluftfarkosten 1 resulterar, att det statiska trycket P2 över nosen 21 av flygkroppen2 är större än det statiska trycket P3 vid dess stjärt 22. Eftersom det statiska trycket P1 påundersidan 26 av flygkroppen 2 över dess hela längd på grund av den konstantaströmningshastigheten V1 är konstant, resulterar ett tippmoment M1 som vrider nosen 21nedåt. Således gäller för det statiska trycket: P1 > P2 > P3. Följaktligen är tryckskillnadenmellan P1 och P3 större än tryckskillnaden mellan P1 och P2; här gäller: (P1 - P3) > (P1 -P2). Tippmomentet M1 strävar efter att trycka nosen 21 av flygkroppen 2 nedåt. Härtillkommer en nedåt riktad dynamisk tryckkraft, som är åstadkommen av det dynamiskatrycket av strömningen som inverkar på den lutade ovansidan 20 av flygkroppen.Flygkroppen 2 vrids följaktligen motsols i ögonblicket för frikopplingen under sin, på grundav tyngdkraften och de av ejektorerna utövade krafterna, nedåt riktade fallrörelse iframställningen i fig. 1.

Fig. 2 visar samma anordning av flygkroppen 2 kort efter separationen frånbärluftfarkosten 1, som den som är visad i fig. 1, men bärluftfarkosten 1 intar tillsammansmed flygkroppen 2 i det i fig. 2 visade flygläget en brantare anfallsvinkel, så attflygkroppen 2 anströmmas under en positiv anfallsvinkel org med hastigheten VR. Avdenna snedanströmning resulterar en ytterligare lyftkraftskomponent genom det påundersidan 26 av flygkroppen 2 inverkande dynamiska trycket. Resulterande följer ettmoment M2, vilket i den i fig. 2 visade framställningen inverkar medsols på flygkroppen 2och strävar efter, att trycka nosen 21 av flygkroppen 2 uppåt. Flygkroppen 2 vridsföljaktligen vid det i fig. 2 visade flygläget medsols vid nedåtfallandet efter separationenfrån luftfarkosten 1 och nosen placeras uppåt.

Fig. 3 visar en schematisk vy sedd framifrån av en vid en vingvapenstation 40 under enbäryta 14 hos bärluftfarkosten 1 anbringad obemannad flygkropp 2' innan separationenfrån bärluftfarkosten 1. Styranordningarna (rodren) 23', 23", 24', 24" intar en neutral position. Vingvapenstationen 40 uppvisar en pylon 42, vid vilken flygkroppen 2' är 12 anbringad. Eftersom den anströmmande luften samlas vid pylonens 42 rot 41, är detstatiska trycket P33 över flygkroppen 2' större än det statiska trycket P11 under flygkroppen2'. Flygkroppen 2' erfar därför en kraftinverkan nedåt. Vid de dynamiska trycken ärförhållandena enligt Bernouilis lag omvända.

Fig. 4 visar en schematisk sidovy av den under bärytan 14 av bärluftfarkosten 1anbringade obemannade flygkroppen 2' innan separationen från bärluftfarkosten 1. Tillföljd av de ovan beskrivna förhållandena av de statiska trycken P11 och P33, och trycketP33 som inverkar på flygkroppen 2” övervägande framför tyngdpunkten C för flygkroppen2' på grund av den framåt förskjutna anordningen av flygkroppen 2' vid pylonen 42, erfarflygkroppen ett tippmoment M11, ett så kallat ”pitch-down-vridmoment”, som trycker nosennedåt.

Detta pitch-down-vridmoment är desto större ju högre hastigheten (machtalet) och jutätare luften är. Typiskt minskar det med positivt ökande anfallsvinkel (nos uppåt) avflygkroppen, eftersom tryckpunkten (angreppspunkten för den resulterande lyftkraften)vandrar mot tyngdpunkten C för flygkroppen 2', varigenom den verkande hävarmen blirallt mindre och det resulterande momentet M11 går mot noll. l fallet med en instabilflygkropp är det då mer och mer obestämt, i vilken riktning den vrider vid avgång. Avsäkerhetsskäl är alltid en vridning med nosen nedåt önskad. Vid en vridning med nosenuppåt skulle flygkroppen slå i pylonen.

Därför väljs för bärluftfarkosten som villkor för den tillåtna nedkastningen (operationelltRelease-Envelope) bärluftfarkostens 1 anfallsvinkel så, att flygkroppens 2' anfallsvinkelvid frikopplingen ej är större än +1° till +2°. Flygkroppen år anbringad med en tippvinkel-offset på exempelvis -3° vid bärytan 14. Bärluftfarkostens 1 anfallsvinkel är allt mindre, juhögre hastigheten är, varigenom sig negativa flygkroppsanfallsvinklar kan resultera, vilketgenom det tilltagande dynamiska trycket, som verkar på ovansidan av flygkroppen 2',motsvarande förstärker vridningen av flygkroppen nedåt. Positiv anfallsvinkel betyder:nosen pekar uppåt. Negativ anfallsvinkel betyder: nosen pekar nedåt.

Såväl det i flygläget i fig. 1 respektive fig. 3 och fig. 4 på flygkroppen 2 inverkande pitch-down-momentet M1 som det i flygläget i fig. 2 på flygkroppen 2 inverkande pltch-up-momentet M2 bringar flygkroppen 2 i ett instabilt flygläge (antingen med nosen nedåt, 13 såsom i fig. 1 eller med nosen uppåt, såsom i fig. 2), om inte styråtgärder av flygkroppen2 utförs i god tid, vilka motverkar det motsvarande momentet M1 eller M2.

Fig. 5 visar ett speciellt lämpligt exempel av det uppfinningsenliga förfarandet, medelstvilket det förhindras, att flygkroppen 2 uppnår ett av de nämnda instabila flyglägena.

Först utlöses i steg 100 flygkroppens sido- och höjdroder, underkastas ett kort rörelsetestoch förs därefter till en neutral position (rodervinkel = 0°), så att luften som anströmmar ejkan utöva någon kraft- och momentverkan på flygkroppen omedelbart innanfrikopplingsförloppet.

Därefter stöts i steg 101 flygkroppen 2 bort från bärluftfarkosten 1, vilket resulterar iseparationen av de elektriska och mekaniska förbindelserna mellan flygkroppen ochbärluftfarkosten. Om den mekaniska separationen mellan flygkroppen och bärluftfarkostenoch/eller den elektriska separationen sker, så fastställs detta genom sensorer tillhörandeflygkroppen 2 i steg 102. l tidpunkten to, i vilken den genomförda separationen avkänns,startas en tidtagare i flygkroppens 2 färddator. Tidpunkten to är i fig. 5 visad på en tidslinjet. l anslutning till steget 102 sker i steg 103 aktiveringen av flygkroppens 2flygregleringsanordning 32 på ett sådant sätt, att den autonoma flygregleringen avflygkroppen sätter in vid en tidpunkt to, vilken ej är senare än 100 ms (millisekunder) efterstarten av tidtagaren vid tidpunkt to.

Föredraget tas det därvid hänsyn till, att en liten tidsfördröjning till insättningen av denautonoma flygregleringen är ändamålsenlig, för att ej hindra förloppet för avstötningen avflygkroppen 2 från bärluftfarkosten 1 genom omedelbar motstyrning avflygregleringsanordningen 32. Den autonoma flygregleringen av flygkroppen sätter därförsom tidigast in först omkring 30 ms (too) till 50 ms (too) efter starten av tidtagaren vidtidpunkt to. Den automatiska flygregleringen sätter följaktligen in vid tidpunkt to i steg 104baserat på en algoritmik, vilken motreglerar de först verkande störmomenten avnedsvepfältet, för att minimera ändringen av flygkroppens flygtillstånd genomnedsvepfältet. Typiskt regleras tippvridhastigheten till 0°/s, för att motverka tippmomentet,tväraccelerationen kompenseras till 0 m/sz (sensorn befinner sig i nosen), för att eliminera eventuella inducerade vridningar runt giraxeln. Dessutom är en rollreglering aktiv, vilken 14 söker förhindra förändringarna av flygkroppens rollvinkel. Denna specifikt mot effekternaav nedsvepfältet riktade reglering bibehålles typiskt under en till två sekunder efterfrikopplingen.

Därefter sker vanligtvis under 1,5 till 2,5 sekunder en flygtillståndsstyrning, vilkensäkerställer den säkra, vertikala avlägsningen av flygkroppen från bärflygplanet och somundviker en alltför stor genomsjunkning av flygkroppen nedåt, till exempel genomregleringen av vertikalhastigheten enligt en förutbestämd börprofil.

Steg 104 kan också genomföras i två delsteg: - automatisk styrning av flygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordningaroch styranordningar baserad på kompensation av flygtillståndsförändringar, vilkaorsakas av det mellan flygkroppen och bärluftfarkosten rådande nedsvepfältet; och - automatisk styrning av flygkroppen genom flygkroppens flygregleringsanordningaroch styranordningar baserad på i flygkroppens minne lagrade data för en standard-avlägsningsprocedur.

I ett därpå följande steg 105 sker därefter styrningen av flygkroppen genom flygkroppensflygregleringsanordning 32 och styranordningar 23, 24 baserad på i flygkroppens 2 minne34 lagrade flygbanedata för ett aktuellt uppdrag som skall flygas.

Tidsskillnaden Atco mellan tidpunkten to för avkänningen av separationen och tidpunktento, vid vilken flygkroppens autonoma flygreglering sätter in, minskar med ökandeflyghastighet VR för bärluftfarkosten vid tidpunkten för frikopplingen. Tidsskillnaden Aten ärdessutom desto mindre, ju lägre flyghöjden HR vid tidpunkten för frikoppling är.

Uppfinningen är ej begränsad till det ovan angivna utföringsexemplet, vilket endast tjänartill den generella förklaringen av uppfinningens grundidé. Inom ramen för skyddsomfångetkan den uppfinningsenliga anordningen tvärtom också anta andra än de ovan beskrivnautföringsformerna. Anordningen kan härvid uppvisa speciella särdrag, vilka representeraren kombination av de respektive individuella särdragen i patentkraven.

Hänvisningsbeteckningari patentkraven, beskrivningen och på ritningarna tjänar endast till den bättre förståelsen av uppfinningen och skall ej begränsa skyddsomfånget. 2 2, 1 O1 21421222324263242 C HR M1. M2. MnP1 - P3P11, Pas to, to. 130, tsoV1 - V3 VR G2Atco Lista över hänvisningsbeteckningar bärluftfarkostflygkroppobemannad flygkroppundersida av kroppbombpylonbärluftfarkostsbärytafiygkroppsovansidaflygkroppsnosflygkroppsstjärtfiygkroppsstyrytaflygkroppsstyryta flygkroppsbärytorflygkroppsundersida avionikfiygregleringsanordningvingvapenstation pyion tyngdpunkt flyghöjd moment statiskt tryck statiskt tryck tidpunktströmningshastighetanströmningshastighet anfalisvinkeltidsskillnad