带有可抛放的隐形外壳的执行器 |
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| 申请号 | CN201510153691.3 | 申请日 | 2015-04-02 | 公开(公告)号 | CN104973249A | 公开(公告)日 | 2015-10-14 |
| 申请人 | 空中客车防卫和太空有限责任公司; | 发明人 | K.W.迪特里希; J.佩雷斯-桑切斯; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于飞机(100)的执行器(10)。该执行器(10)具有执行器本体(12)和至少部分地包围执行器本体(12)的隐形 外壳 (14)。隐形外壳(14)固定在执行器本体(12)处并且实施为在支承执行器(10)的飞机(100)的飞行期间与飞机(100)分离并且与执行器本体(12)分离。 | ||||||
| 权利要求 | 1. 用于飞机(100)的执行器(10)，所述执行器(10)具有： |
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| 说明书全文 | 带有可抛放的隐形外壳的执行器技术领域[0001] 本发明涉及一种用于飞机的带有可抛放的（abwerfbar）隐形外壳(Tarnschale)的执行器（Effektor）及带有这样的执行器的飞机。 背景技术[0002] 在飞机中，尤其在军事领域中、但也在民用航空中，相对敌对的传感器系统的低可发现性（Entdeckbarkeit）变得越来越重要。对于飞机的可发现性的重要的参数可以是雷达反散射截面积(Radarrückstreuquerschnitt,RQS)，其描述用于从通用的雷达系统射入的能量与射回到雷达系统或者说反射的能量的比例的大小。在此RQS强烈地依赖于飞机的外面的几何结构。与此相应地，对于RQS的明确影响（Beitrag）可以源自于固定在飞机处的外部负载，例如武器、传感器贮藏器和/或外部油箱。 [0003] 电磁的雷达波的反散射(Rückstreuung)可以尤其通过两个现象（Phänomen）而确定。在飞机处的外部负载从电磁角度来看由来自支承结构(也叫做吊架)和实际的外部负载的共同作用组成。遇到飞机的雷达波可以一方面直接地在外部负载和/或吊架处反射，并且另一方面通过带有飞机的另外的结构构件的多次反射而反射（zurückwerfen）到敌对的雷达系统。 [0004] 为了降低外部负载的提高RQS的作用，隐形的飞机经常具有内部的武器筒和/或工作负载贮藏器，在其中武器和/或其它的工作负载可以在飞机的内部中一起运走。然而，在没有隐形的几何结构的飞机中，这样的武器筒或者工作负载贮藏器大多不存在并且也只能困难地改型。 发明内容[0005] 本发明的目的是，提供一种用于在飞机处的外部负载的节约重量的和包含的隐形部。 [0007] 本发明的观点涉及一种用于飞机的执行器。执行器具有执行器本体和至少部分地包围执行器本体的隐形外壳。隐形外壳固定在执行器本体处并且实施为在支承执行器的飞机的飞行期间与飞机分离并且与执行器本体分离。 [0008] 此外本发明可视为以下面说明的思想和知识为基础。如果要在没有隐形的几何结构的情况下额外降低飞机的RQS，则可以降低外部负载集成或者外部负载本身的RQS。在较复杂的外部负载中、如例如武器或者武器系统中，仅仅利用高的耗费可实现外部负载本身的RQS的降低。通常为此必须进行新的开发。用于外部负载的RQS降低的另一方法可以是对外部负载的几何结构通过支承外部负载的贮藏器缺少雷达讯号地（radarsignaturarm）(也就是说带有低的RQS)进行设计。这样的贮藏器可以例如设计为适应飞机地安装的挡板(Verkleidung)或者设计为缺少雷达讯号地形成的武器贮藏器。然而这样的缺少雷达讯号的武器贮藏器通常具有大的容积，因为出于成本原因应该会尽可能将不同的外部负载支承在其中并且外部负载应该完整地由武器贮藏器包围。提高的空气阻力也与大的容积关联，特别在跨音速的和超音速的飞行中。此外外部负载的重量升高，因为缺少雷达讯号的武器贮藏器(同样如外部负载本身)必须可以经受出现的质量和空气负载。 [0009] 因为根据本发明将隐形外壳固定在执行器本体处，基于隐形外壳的质量或者自重的负载以及基于执行器本体的流动阻力的负载可以由执行器本体来支承或者容纳。因此隐形外壳本身不必强制地设计为支承负载并且执行器本体可以提供执行器的结构加固。因此隐形外壳可以实施为相对简单的并且例如仅仅用于传递暂时的负载，例如空气阻力或者流动阻力。总体上可以提供如此简单的执行器，使得不仅可以降低生产成本还可以降低燃料消耗。此外可以由此提高飞机的航程。 [0011] 执行器本体可以例如称作为稳定地在飞机处安装的武器或者武器系统，例如射击武器、偏转装置或另一防御装置或进攻装置。执行本体也可以称作为可抛放的炸弹、火箭、定向导弹（Lenkflugkörper）或者远程导弹。执行器本体可以基本上称作为每个在外侧安装在飞机处的工作负载，例如传感器系统、摄像机系统、燃料箱或电池包。 [0012] 概念“隐形外壳”一般可以称作为执行器本体的外罩，其至少部分地包围执行器本体并且设计成降低执行器本体的雷达反散射截面积(RQS)或者对执行器总体上缺少雷达讯号地进行设计。 [0014] 根据本发明的实施方式，隐形外壳形状配合地固定在执行器本体处。例如隐形外壳可以这样设计为与执行器本体的外轮廓协作（kooperieren），使得隐形外壳可以通过执行器本体的形状配合而得到支承。这可以以有利的方式降低执行器的重量。隐形外壳也可以备选地或者附加地至少部分地摩擦配合地和/或力配合地固定在执行器本体处。 [0015] 根据本发明的另一实施方式，隐形外壳具有至少一个围绕执行器本体的纵向延伸方向环绕的棱边。换句话说，隐形外壳可以在横截面方面正交于纵向延伸方向设计为例如圆整、圆形、卵形、椭圆或多边形，使得其可以具有线条分明的棱边和/或外轮廓。隐形外壳或者说隐形外壳的外表面也可以设计为多次地弯曲和/或例如二维多边形。因此可以以有利的方式通过执行器的雷达讯号最优的几何结构来降低RQS，因为遇到隐形外壳的电磁波、例如雷达信号，可以在多个空间方向上散射和/或反射。 [0016] 根据本发明的实施方式，隐形外壳具有背离执行器本体的能导电的和/或具有雷达吸收器的外表面。例如外表面可以装备有能导电的表面，使得例如进入的雷达辐射可以离开敌对的传感器或者接收器反射。此外在外表面上的雷达吸收器可以降低在执行器处的多次反射。雷达吸收器可以在此要么添加地施加到外表面上、例如经由以吸收雷达辐射的漆的形式的涂漆，要么其可以例如以吸收雷达辐射的隐形垫的形式粘上。在总体上如此可以进一步降低执行器的RQS。 [0017] 根据本发明的另一实施方式，隐形外壳具有雷达吸收结构。换句话说隐形外壳可以由雷达吸收结构组成，例如以雷达吸收泡沫件作为隐形外壳的夹层构造的芯部。这样可以进一步降低RQS。 [0018] 根据本发明的实施方式，隐形外壳具有多个外壳元件。例如隐形外壳可以具有两个、三个、四个或更多个外壳元件。这样执行器本体的几何结构的隐形外壳可以相应地设计为外壳元件的特别形成的组件，其可以至少部分地包围执行器本体。在此用于布置在飞机处的用于执行器的支承结构的通道（Durchgang）、例如吊架，以及执行器本体的安全机构的入口、例如可以在起飞前去除的保险螺栓可以布置在隐形外壳处。 [0019] 外壳元件的外部形式或者轮廓可以在此是缺少雷达讯号的几何结构，其可以具有线条分明的围绕执行器本体的纵向延伸方向环绕的棱边。外壳元件可以在执行器本体固定在飞机处前或者后、例如在吊架处固定在执行器本体处。在此外壳元件可以借助于快速闭合直接固定在执行器本体处，例如借助于夹紧连接、粘合连接、螺栓或者角部（Winkel）。备选地或者附加地外壳元件可以彼此固定和/或连接，并且例如经由形状配合固定在执行器本体处。 [0020] 两个相邻的外壳元件的对接棱边(其例如可以称作为在纵向延伸方向上外壳元件的互相邻接的棱边或者边缘)可以互相连接、例如粘合。外壳元件也可以利用合适的锁止装置互相固定和/或锁止。外壳元件也可以例如与角部互相连接，其中角部例如可以与外壳元件粘合或螺纹连接。 [0021] 在带有能导电的外表面的隐形外壳的情况中，单个外壳元件可以例如利用能导电的带或者胶带和/或通过有弹性的、能导电的唇部（Lippe）在对接棱边的区域中遮盖或者互相连接。唇部以及外壳元件本身可以例如互相粘合和/或螺纹连接。 [0022] 根据本发明的另一实施方式，隐形外壳具有分离装置，其设计成将隐形外壳与执行器本体分离。在此，在将执行器本体从飞机抛放或者将执行器本体与飞机分离之前或之后，隐形外壳可以与执行器本体分离。为此分离装置可以具有例如至少一个导火线，其可以在隐形外壳的面向执行器本体的侧面在执行器本体的纵向延伸方向上延伸。至少一个导火线可以例如沿着两个相邻的外壳元件的对接棱边在内侧布置在执行器本体和隐形外壳之间。多个导火线也可以布置在每个对接棱边处和/或在隐形外壳的预定断裂点处。有意义地，导火线可以冗余地、也就是说至少以双倍的实施形式布置，从而可以确保安全的和可靠的分离。备选地或者附加地，分离装置可以具有气囊形的气垫，其为了使隐形外壳与执行器本体分离可以爆炸式地充气。分离装置也可以具有弹簧元件，其可以将外壳元件和执行器本体互相分离。 [0023] 总体上可以通过设置分离装置确保执行器本体的空气动力学的特性在抛放或者点燃执行器本体后没有受到隐形外壳影响。由此也可以以有利的方式取消对带有隐形外壳的执行器的飞行特性的附加的认证和/或鉴定。此外可以成本有利地和快速地将已经存在的执行器本体改型有根据本发明的隐形外壳。 [0024] 此外，隐形外壳可以至少部分地由生物学上可以分解的合成材料、例如由在由淀粉基（stärkebasiert）聚合物构成的基质中的天然纤维制成。附加地不透水的表面保护可以施加在隐形外壳的外表面处。这样在储存期间和/或在飞行期间可以保护隐形外壳免受湿气和细菌。在抛放隐形外壳后外壳元件或者隐形外壳的不受保护的表面可以露出并且其可以慢慢地分解。该自身分解的特性可以尤其对于和平演习活动(Friedensübungsbetrieb)是重要的，因为不可以始终确保收集隐形外壳或者外壳元件。也可以省下用于收集的附加费用。 [0025] 根据本发明的另一实施方式，隐形外壳至少部分地由能碎裂的或者能破裂的材料制成。这可以确保隐形外壳与执行器本体可靠的和完整的分离。例如隐形外壳可以至少部分地由预紧的玻璃制造，其可以附加地具有至少一个预定断裂点。通过分离装置可以例如使玻璃破裂，从而隐形外壳可以快速地并且完全裂开成小碎片，此外对于飞机本身这些小碎片可以是不让人担心的。隐形外壳也可以由能破裂的合成材料制成。 [0026] 根据本发明的另一实施方式，隐形外壳至少部分地由泡沫状材料制成。例如执行器本体可以利用分离装置被发泡围住(umschäumen)并且设有雷达讯号最优的外轮廓。然后泡沫件可以例如硬化(aushärten)并且附加地可以密封外表面和/或设有能导电的漆。借助于分离装置随后硬化的泡沫件可以分解和/或破裂为多个部分并且这样与执行器本体分离。 [0027] 本发明的另一方面涉及一种如上文和下文所说明的带有执行器的飞机。执行器可以大致在外侧、例如在飞机的下侧挂起在吊架处。此外执行器可以设计成在飞行期间抛放、例如从吊架中脱离（ausklinken）。在此在抛放执行器之前或者之后，隐形外壳可以借助于分离装置与执行器本体分离。 [0028] 对此指出，本发明的实施方式的可能的特征和优点在此参考执行器的不同的设计方案进行说明。技术人员认识到，可以将所说明的特征以合适的方式结合或者交换，从而达到另外的实施方式和必要时的协作效应。附图说明 [0029] 接下来根据附图详细地探讨本发明的实施例。 [0030] 图1A示出了根据实施例的用于飞机的执行器的断面图。 [0031] 图1B示出了图1A的执行器的部分的断面图。 [0032] 图2A至2D相应示出了根据实施例的抛放执行器的快照（Momentaufnahme）。 [0033] 图3示出了带有根据实施例的执行器的飞机。 [0034] 图仅仅是示意性的且不是比例正确的。基本上相同或相似的部件设有相同的参考标号。 具体实施方式[0035] 图1A示出了根据实施例的用于飞机100的执行器10的断面图。执行器10具有执行器本体12。执行器本体12可以称作为炸弹、火箭、定向导弹、燃料箱或一般用于飞机100的外部负载。 [0036] 执行器本体12固定在可以是吊架的支承结构13处。执行器本体12可以例如在外侧在支承结构13的端部处可分开地固定在该支承结构13处，并且支承结构13的与所述端部对置的端部可以大致固定在飞机100的框架或支承面处。执行器本体12此外具有四个翼状的（flügelartig)的突起部15a、15b、15c、15d，其射线形地在径向上从执行器本体12突出（abragen）。 [0037] 此外执行器10具有隐形外壳14，其至少部分地包围执行器本体12并且实施为在飞行期间与飞机100分离并且与执行器本体12分离。 [0038] 隐形外壳14总共具有四个外壳元件16a、16b、16c、16d。每一个外壳元件16a-16d布置在每两个突起部15a-15d之间。在此，外壳元件16a-16d在外壳元件16a-16d的每个侧面的棱边处可以分别具有凹槽或者凹部（Einbuchtung）18，使得突起部15a-15b分别可以容纳在两个相邻的外壳元件16a-16d之间。 [0039] 每个外壳元件16a-16d中的一个的面向执行器本体12的侧面20这样设计为与执行器本体12的外轮廓协作，使得外壳元件16a-16d形状配合地包围执行器本体12并且可以通过形状配合固定在该执行器本体处。如在图1A中所示出的，侧面20可为此设计为大致圆整的（abgerundet）。备选地或附加地，外壳元件16a-16d也可以借助于快速闭合和/或锁止装置(例如以夹紧连接或卡锁连接（Rastverbindung）)固定在执行器本体12处。 [0040] 此外，外壳元件16a-16d可以在其对接棱边处、也就是说在两个相邻的外壳元件16a-16d的互相邻接的侧面的棱边处互相连接。例如每两个互相邻接的外壳元件16a-16d可以互相粘合、螺纹连接、焊接、卡锁或以其它方式互相连接。 [0041] 每个外壳元件16a-16d在背离执行器本体12的侧面处具有成角的外轮廓22，使得隐形外壳14总体上具有围绕执行器本体12的纵向延伸方向环绕的线条分明的棱边24，使得执行器10或者执行器本体12的RQS降低。在此，环绕的棱边24具有总共八个角或者隐形外壳14在正交于执行器本体12的纵向延伸方向的横截面中设计为八角形。然而可以想象任意其它的截面，如多边形、圆整、圆形、卵形或椭圆。 [0042] 此外，隐形外壳14具有背离执行器本体12的外表面26，该外表面可设计为能导电的并且/或者在该外表面处可以布置雷达吸收器。例如由雷达吸收材料制成的隐形垫可以粘合到外表面26上。 [0043] 此外，隐形外壳14具有用于执行支承结构13的通道28。例如通道28可以是在至少一个外壳元件16a-16d中的凹槽。隐形外壳14也可以具有到执行器本体12的入口，其同样可以是在至少一个外壳元件16a-16d中的凹槽。入口也可以设计为大约可闭合并且例如设有活门(Klappe)。 [0044] 此外，执行器10具有分离装置30，其设计成将隐形外壳14与执行器本体12和/或外壳元件16a-16d互相分离以及与执行器本体12分离，如在接下来的图中详细说明的。为此可以在每两个相邻的外壳元件16a-16d之间相应地布置分离装置30。在执行器本体 12和隐形外壳14之间也可以布置至少一个分离装置30。 [0045] 图1B示出了图1A的执行器10的部分的断面图。图1B的断面图在此示出了两个互相邻接的外壳元件16a、16b的对接棱边。 [0046] 在此，两个外壳元件16a、16b在内侧在对置于外表面26的内表面31处与角部32互相连接。角部可以例如由合成材料制成，并且以相应的端部螺纹连接和/或粘合在相应的外壳元件16a、16b处。此外外壳元件16a、16b可以在内侧利用能导电的带、例如胶带互相连接。 [0047] 此外，在图1B中详细地示出分离装置30。分离装置30具有两个导火线34a、34b，它们可以平行于执行器本体12和/或隐形外壳14的纵向延伸方向布置。借助于导火线34a、34b，外壳元件16a、16b可以在从飞机100抛放执行器10之前或者之后互相分离以及与执行器本体12分离。例如通过点燃导火线34a、34b可以在中间分离角部32，使得外壳元件16a、16b的通过角部32提供的连接可以松开。为此角部32也可以具有预定断裂点，其可以以槽的形式设计并且其可以通过点燃导火线34a、34b而断裂。可以察觉，对于外壳元件16a、16b的连接可以仅仅可选地设置角部32并且外壳元件16a、16b的连接也可以例如仅仅通过胶带互相连接。在这种情况中，在外壳元件16a、16b之间的连接也可以借助于分离装置30或者导火线34a、34b分离。 [0048] 基本上可以想象用于抛放执行器10以及用于将隐形外壳14与执行器本体12和与飞机100分离的两种可行性。 [0049] 一方面可以首先将隐形外壳14抛放或者与执行器本体12分离并且接着执行器本体12可以从飞机100抛放或者与其分离。然后，这样的步骤在执行器本体12例如必须从轨道开始时可以是有利的，如其例如在不同的火箭系统中的情况可以是如此。然后外壳元件16a-16d的合适的导向和分裂可以确保外壳元件16a-16d能够可靠地与执行器本体12和飞机100分离。 [0050] 另一方面，执行器本体12可以与隐形外壳14一起抛放并且接着以与飞机100足够大的安全距离所述外壳元件16a-16d可以与执行器本体12分离。然而在这种情况中，通过隐形外壳14或者外壳元件16a-16d的空气动力学的形式可以改变执行器本体12的驶离行为，并且重新调查和鉴定必要时针对每个执行器本体12的空气动力学的特性可以是必需的。 [0051] 图2A、2B、2C和2D分别示出了根据实施例的抛放执行器10的快照。抛放次序在这里在从飞机100共同抛放执行器本体12和隐形外壳14的实例中示出，其中示出飞机100的支承面101的仅仅一个部件。只要没有其它说明，图2A至2D的执行器10可以说明如图1A和1B的执行器10的相同的特征和特性。 [0052] 图2A图示了飞机100的承载飞行，在其中执行器10固定在飞机100处的支承结构13的端部处。 [0053] 图2B示出了抛放执行器10的快照，其中执行器本体12与隐形外壳14一起与飞机100或者支承结构13分离，并且由于重力或者自重和/或通过空气动力学的力离开飞机100运动。执行器10可以为此例如从支承结构13脱离。执行器10也可以备选地或附加地通过推开装置、例如轨道系统从飞机100或者支承结构13被推开。 [0054] 备选地支承结构13也可以与飞机100分离并且与执行器10一起从飞机100离开。在这种情况中支承结构13也可以与外壳元件16a-16d中的一个设计为一体的。此外，这具有附加的优点，即在飞机100处没有保留支承结构13对雷达讯号的影响，然而支承结构13必须在每次抛放后替换。 [0055] 在足够长的自由落体阶段以便将执行器10和必要时支承结构13带到抛放飞机100的可靠距离之后，外壳元件16a-16d借助于分离装置30彼此分离并且与执行器本体12分离，如在图2C中所示出。外壳元件16a-16d可以例如通过激活或者点燃导火线34a、34b和/或通过打开在外壳元件16a-16d之间的锁止装置而彼此分离。 [0056] 外壳元件16a-16d和必要时支承结构13在其可共同抛放时，可以接着与执行器本体12分离并且分离地落下到地面。这在图2D中示意性地示出。在此可以通过附加的机构支持外壳元件16a-16d与执行器本体12的分离，例如通过一个或多个推开装置36，该推开装置可以布置在外壳元件16a-16d和执行器本体12之间。推开装置36可以为此具有例如弹簧元件和/或气囊形的气垫，其将外壳元件16a-16d和执行器本体12彼此推开或者分离。 [0057] 外壳元件16a-16d和必要时支承结构13可以例如针对和平演习的情况而附加地装备有异频雷达收发机，从而实现复元和必要时实现再应用。 [0058] 降落伞包也可以固定在外壳元件16a-16d处并且必要时固定在支承结构13处，其可以在发生分离后松开和掀开。由此可以简化这些构件的再应用。 [0059] 图3示出了带有根据实施例的两个执行器10的飞机100。飞机100可以是无人驾驶的或者有人驾驶的飞机100。 [0060] 执行器10分别布置在飞机100处的相应支承面101的下侧的支承结构13处。为了降低执行器本体12的RQS，其至少部分地分别由隐形外壳14包围。 [0061] 对此补充地指出，“包含”没有排除其它的元件并且“一个”没有排除多个。此外可以对此指出，参考上述的实施例中的一个所说明的特征也可以结合其它上面说明的实施例的其它特征而应用。在权利要求中的参考标号不可以看作为限制。 |
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