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Diese Erfindung betrifft einen Flugkörper mit wenigstens
einem abwerfbaren Triebwerk. Sie kann für jedes Geschoß,
wie Fernlenkgeschoß, Rakete, Roquet, das mit einem oder
mehreren abwerfbaren Triebwerken versehen ist, angewendet
werden, ob diese(s) Triebwerk(e) koaxial auf das (die)
Geschoss(e) montiert ist (sind) oder am Umfang des (der)
Letzteren angebracht ist (sind). Solche abwerfbaren
Triebwerke sind zum Beispiel verbrauchbare Beschleuniger, die
dazu bestimmt sind, dem besagten Geschoß einen gewünschten
Geschwindigkeitswert zu verleihen.
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Man weiß, daß es hauptsächlich zwei Methoden gibt, um ein
solches Triebwerk vom Rest des Geschosses zu trennen, wenn
es seine Funktion beendet hat.
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Die erste, die man als aktive Methode bezeichnen kann,
benutzt mechanische oder pyrotechnische Elemente, wie
Auskopplungsleinen, Sprengbolzen, Abstreiffedern, usw. ...,
die durch eine logische Vorrichtung gesteuert werden.
Solche aktive Trennungssysteme sind sehr komplex, und
außerdem ist ihre Zuverlässigkeit nicht perfekt.
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Die besagte zweite Methode wird als natürliche bezeichnet,
da die Trennung spontan geschieht unter der Wirkung des
aerodynamischen Widerstands des besagten Geschosses.
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Bei den zur Anwendung einer solchen natürlichen Trennung
vorgesehenen Flugkörpern, ist das Triebwerk mittels einer
genauen Einpassung mit dem Rest des Flugkörpers verbunden,
wobei diese Einpassung eine parallel zur Achse des besagten
Triebwerkes verlaufende Gleitverbindung darstellt, aber das
Triebwerk in Rotation mit dem besagten Flugkörper fest
verbunden ist.
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Somit gewährleistet beim Start des Flugkörpers und während
seines Fluges unter der Wirkung des besagten Triebwerkes
die Triebkraft des Letzteren, verstärkt durch den
aerodynamischen Widerstand des Rests der Rakete und durch die
Reibungskräfte der Gleitverbindung, aber vermindert durch
den aerodynamischen Widerstand des Triebwerkes, die Haftung
des Triebwerkes auf der besagten Rakete.
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Zum schluß der Funktion des besagten Triebwerkes hingegen
nimmt die besagte Triebkraft sehr stark ab (Schubabfall)
bis zum Abklingen, so daß sie ungenügend wird, um besagtes
Triebwerk am Rest der Rakete zu halten. Der aerodynamische
Widerstand des besagten Triebwerkes kann dann die
Reibungskräfte der Gleitverbindung überwinden, und entgegen der
Wirkung des aerodynamischen Widerstandes des Rests des
Flugkörpers löst sich das besagte Triebwerk ganz natürlich
vom Rest des Flugkörpers.
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Eine solche natürliche Trennungsmethode weist also wichtige
Vorteile auf, was die Einfachheit betrifft, zugleich in der
Ausführung wie in der Benutzung. Sie weist jedoch auch
große Nachteile auf, da die Kräfte, die sie ins Spiel
bringt, schwer zu meistern sind.
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Tatsächlich sind in einer Gleitverbindung die
Reibungskräfte abhängig vom Zustand der Kontaktfläche, von der
eventuellen Schmierung und des Spiels, das heißt von den
Herstellungstoleranzen der Einpassung des Triebwerkes auf
den Rest des Flugkörpers. Außerdem kann ein
Verklebungsphänomen auftreten, wenn die Gleitverbindung längere Zeit
stilliegt, wie es bei einer gelagerten Munition der Fall
sein kann.
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Außerdem kann die Gleitverbindung, welche die Festigkeit
der Einheit Flugkörper/Triebwerk gewährleistet, während der
Trennung einem großen Einspannmoment unterworfen sein.
Dieses Moment, das sich aus der Aerodynamik des Flugkörpers
oder aus mechanischen Längsschwingungen ergeben kann, wirkt
sich beträchlich auf die Größe der Reibungskräfte aus.
schließlich kann die Ruhestellung in der Drehung der
Gleitverbindung zusätzliche Reibungen hervorrufen, die
Drillmomenten (ebenfalls aerodynamischern oder vibrierendem
Ursprungs) zuzuschreiben sind.
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Was die Triebkräfte des Triebwerkes beim Schubabfall
angeht, so weiß man wenig darüber, sowie über die
aerodynamischen Kräfte und insbesondere ihre Aufteilung
zwischen dem Flugkörper und dem Triebwerk.
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Außerdem muß der aerodynamische Widerstand des Triebwerkes,
alleinige Kraft, mit der man rechnet für die Trennung und
die man groß wünscht, um die Trennung zu begünstigen,
selbstverständlich so klein wie möglich sein aus
wirtschaftlichen Gründen.
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Es erscheinen also eine gewisse Anzahl von Unsicherheiten
betreffs der Größe der für die natürliche Trennung
benutzten Kräfte. Sie äußern sich durch eine sehr große
Streuung des Trennungsaugenblickes. In einigen Fällen kann
eine solche Trennung überhaupt nicht stattfinden. In allen
Fällen ist die Fortsetzung des Flugprogramms des
Flugkörpers sehr gestört. Auf jeden Fall läßt die Methode der
natürlichen Trennung, obwohl sehr verlockend, schlecht
annehmbare Funktionsungewißheiten vermuten, insbesondere
bei einem modernen Waffensystem.
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Um diese Nachteile abzustellen, wurden verschiedene
Verbesserungen vorgesehen, die darin bestehen, neue günstige
Kräfte für die Trennung einzuführen, wie zum Beispiel durch
das Öffnen eines Bremsfallschirms oder durch in der
Gleitverbindung vorgesehene Abstreiffedern.
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Solche Anordnungen benötigen jedoch eine Auslöselogik und
bringen die obengenannten Nachteile, was die aktive
Trennungsmethode betrifft, wieder. Es handelt sich dabei schon
nicht mehr um eine natürliche Trennung.
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Gegenstand dieser Erfindung ist, diese Nachteile zu
beseitigen. Sie gestattet mit Sicherheit die natürliche
Trennung eines kurzzeitigen Triebwerks vom Rest eines
Flugkörpers ohne steuerbare Hilfsvorrichtungen zu benutzen.
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Zu diesem Zweck ist der erfindungsgemäße Flugkörper, der
mindestens ein temporäres und abwerfbares Triebwerk
enthält, das mit dem Rest des besagten Flugkörpers durch
eine Passung verbunden ist, die es diesem erlaubt, parallel
zu seiner Achse in entgegengesetzter Richtung zu der des
besagten Restes des Flugkörpers zu gleiten,
dadurch gekennzeichnet, daß eine Verbindung zwischen
einerseits dem Innenraum der besagten Passung, die sich
zwischen dem Vorderteil des besagten Triebwerkes und dem
besagten Rest des Flugkörpers befindes, und andererseits
der aerodynamischen Strömung um den besagten Flugkörper,
angeordnet ist.
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Der Oberbegriff des Anspruchs 1 basiert auf dem Stand der
Technik, bekannt vom Artikel 54(2) CBB.
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Dieser Innenraum ist somit mit dem gleichen Druck
beauftragt wie wenigstens ein Teil des Gesamtdrucks der
besagten aerodynamischen Strömung, so daß in diesem Raum eine
für die natürliche Trennung des Triebwerks günstige Kraft
erzeugt wird.
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Ein solcher Innenraum gibt es normalerweise durch
Baumaßnahmen zwischen dem besagten Triebwerk und dem Rest des
besagten Flugkörpers. Falls es diesen Raum nicht geben
sollte, wäre es nötig, ihn speziell anzulegen, um die
Erfindung nutzen zu können.
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Um die Aerodynamik des Rests des Flugkörpers nicht zu
stören durch die Anordnung der äußeren
Druckanschlußstellen, ist es vorteilhafter, daß die besagte Verbindung
durch das besagte Triebwerk hindurch geführt wird. Da
dieses nur dazu bestimmt ist, besagten Flugkörper bei seinem
Abschuß und während der Anfangsflugbahn anzutreiben, bevor
es abgeworfen wird, stört es weniger, wenn es die
Aerodynamik des Triebwerks ist, die durch besagte Verbindung
verändert wird.
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Außerdem erhöhen solche Druckanschlußstellen den
aerodynamischen Widerstand, und es ist demnach von Vorteil, sie
an dem Triebwerk anzubringen, da sie so die Abtrennung von
diesem fördern.
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Wenn, wie dies üblich ist, besagtes Triebwerk einen
größeren Durchmesser hat als das Teil des besagten
Flugkörpers, auf welchen es montiert ist, und das besagte Teil an
das besagte Triebwerk durch eine von diesem abweichenden
Wandung angeschlossen ist, ist es von Vorteil, wenn die
besagte Verbindung durch die abweichende Wandung hindurch
angebracht wird. Wenn somit die besagte Verbindung aus
mindestens einer Leitung besteht, wobei die äußere Öffnung
dieser Leitung vorteilhafterweise gegen das Vorderteil des
besagten Flugkörpers gerichtet ist, was den Lufteintritt
begünstigt.
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Vorteilhafterweise ist die besagte Verbindung eine
Vielfachverbindung. In einer vorteilhaften Anwendungsart ist
die Verbindungsleitung außerhalb des besagten Flugkörpers
durch einen Luftanschluß verlängert. In diesem Fall ist es
vorteilhaft, daß besagter Luftanschluß deutlich parallel
zur Achse des Flugkörpers sei und gegen das Vorderteil
desselben gerichtet ist.
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Wenn selbstverständlich besagte Verbindung vielfach ist,
ist es vorteilhafter, die aerodynamische Symmetrie des
Ganzen einzuhalten. Die Art der Anordnung der
Luftanschlüsse zur Rückgewinnung des gewünschten Druckes
berücksichtigt dann das Vorhandensein von eventuellen
Stoßwellen in der Überschallströmung.
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Die Figuren der beiliegenden Zeichnung werden verständlich
machen, wie die Erfindung verwirklicht werden kann. In
diesen Figuren bezeichnen gleiche Bezugspunkte identische
Elemente.
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Die Figur 1 ist ein schematischer axialer Teilschnitt eines
Ausführungsbeispiels von einem Flugkörper, auf welchen die
Erfindung angewendet ist, also eines Beispiels eines
bekannten Typs.
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Die Figur 2 ist ein Querschnitt entsprechend der Linie
II-II der Figur 1.
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Die Figur 3 ist eine der Figur 1 analoge Ansicht, welche
die Erfindung veranschaulicht.
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Auf den Figuren 1 und 2 hat man schematisch und teilweise
als Schnitt einen Flugkörper 1 dargestellt, der ein
temporäres Triebwerk 2, oder Beschleuniger (zum Beispiel
pulverbetrieben) enthält, dessen vorderer Teil auf das
hintere Teil des Rests 3 der besagten Flugkörpers montiert
ist. In diesem Ausführungsbeispiel hat man angenommen, daß
der Beschleuniger 2 koaxial zum Rest des besagten
Flugkörpers ist, aber selbstverständlich ist diese Besonderheit
nicht wichtig für die Erfindung. Zum Beispiel könnte die
Achse des Beschleunigers 2, obwohl parallel zur Achse des
besagten Flugkörpers, exzentrisch zu derselben sein. In
diesem fall wäre der vordere Teil des Beschleunigers nicht
unbedingt mit dem äußersten hinteren Teil des Rests 3 des
Flugkörpers 1 verbunden. Auf den Figuren 1 und 2 hat man
außerdem angenommen, was ebenfalls nicht obligatorisch ist,
daß der Durchmesser des Beschleunigers größer als der des
Rests 3 des Flugkörpers 1 ist.
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In dem dargestellten Beispiel enthält der hintere Teil des
Rests 3 des besagten Flugkörpers (Rest, der eventuell einen
anderen Beschleuniger enthalten könnte) zwei koaxiale und
abgestufte zylindrische Stützflächen 4 und 5. Der vordere
Teil des Beschleunigers 2 enthält einen zylindrischen
Bestandteil 6, der mit inneren zylindrischen Flächen 7 und
8 versehen ist, die sich jeweils auf den zylindrischen
Bestandteilen 4 und 5 abstützen. Ein querliegender Absatz 9
des hinteren Teils des Rests 3 des Flugkörpers 1 wirkt mit
dem vorderen äußeren Rand 10 des zylindrischen Bestandteils
6 zusammen, um als Anschlag für den Beschleuniger 2 nach
vorn zu dienen.
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Die passung zwischen den Bestandteilen 4 und 5 und den
zylindrischen Flächen 7 und 8 ist festgeklemmt, und wenn die
besagten zylindrischen Flächen sich auf die besagten
Stützflächen stützen und der äußere Rand 10 gegen den Absatz 9
zum Anschlag kommt, stellt der äußere Umriß 11 des
zylindrischen Bestandteils 6 die Verlängerung des äußeren
Umrisses 12 des hinteren Teils des Rests 3 des Flugkörpers
1 dar.
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Der äußere Umriß 11 ist übrigens mit dem äußeren Umriß 13
des Beschleunigers 2 durch eine konische Verkleidung 14
verbunden.
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Ein Längssystem von Nuten und Rippen 15 verbindet fest den
Beschleuniger 2 und den Rest 3 des Flugkörpers in Rotation.
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Zwischen den hinteren Teilen des Rests 3 des Flugkörpers 1
und dem vorderen Teil des Beschleunigers 2, im Innern des
zylindrischen Bestandteils 6, ist ein innerer geschlossener
Raum 16 angeordnet.
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Auf der Figur 3 ist der Flugkörper 1 der Figuren 1 und 2
gemäß dieser Erfindung verbessert dargestellt. Wie man
sehen kann, ist erfindungsgemäß der innere Raum 16 in
Verbindung gebracht mit dem Außenraum mittels einer oder
mehrerer Leitungen 17, die mit äußeren Luftanschlüssen 18
versehen sind. In dem dargestellten Beispiel sind die
Leitungen 17 und die Luftanschlüsse 18 in der konischen
Verkleidung 14 untergebracht. Die Luftanschlüsse 18 sind
merklich parallel zur Achse des Triebwerks und nach dem
Vorderteil des besagten Flugkörpers 1 gerichtet.
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Beim Start des Flugkörpers 1 oder während seines Fluges
unter der Wirkung des Beschleunigers 2 wirkt der Schub vom
Letzterem so, daß der äußere vordere Rand 10 des besagten
Beschleunigers 2 gegen den Absatz 9 drückt. Der besagte
Beschleuniger 2 ist also der Länge nach mit dem Rest 3 des
Flugkörpers 1 fest verbunden. Außerdem ist es, durch das
Längssystem von Rippen und Nuten 15, mit ihm fest in
Rotation verbunden.
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Die Wirkung des Schubes des Triebwerks 2 wird dann
verstärkt durch den aerodynamischen Widerstand, der sich auf
den Rest 3 des Flugkörpers 1 auswirkt, sowie durch die
Reibungskräfte, die jeweils zwischen den Stützflächen 4 und
5 und den zylindrischen Flächen 7 und 8 bestehen. Diese
Auswirkung wird hingegen durch den aerodynamischen
Widerstand, der auf den Beschleuniger 2 wirkt, und durch die
Kraft aus dem Druck, der im inneren Raum 16 herrscht,
verteilt. In der Tat gestatten die Luftanschlüsse 18 und die
Leitungen 17 ihm wenigstens einen Teil des aerodynamischen
Überdrucks, der in der Umgebung des Flugkörpers während des
Fluges herrscht, zu übermitteln.
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Wenn also die Funktion des Beschleunigers ihrem Ende
zugeht, nimmt sein Schub beträchlich ab, während die
Geschwindigkeit des Flugkörpers groß ist. Danach kann die
Kraft, die durch den Überdruck im inneren Raum 16 erzeugt
wird, unterstützt durch den aerodynamischen Widerstand des
Beschleunigers 2, die Wirkung der Kräfte, die danach
trachten, den Beschleuniger 2 mit dem Rest 3 des besagten
Flugkörpers 1 zu verbinden, überwinden. Der äußere vordere
Rand 10 löst sich vom Absatz 9, und die Flächen 7 und 8
rutschen nach hinten auf die Stützflächen 4 und 5, wobei
sie in Längsrichtung durch das System aus Rippen und Nuten
15 geführt werden. Der Beschleuniger kann diese
Rückwärtsbewegung fortsetzen bis zur vollständigen Loslösung vom
Rest 3 des Flugkörpers 1.
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Um die Wirkung der Kraft vom Überdruck im Innern des
Innenraums 16 zu verbessern, kann man einen
Dichtungsschmierstoff einerseits zwischen den Stützflächen 4 und 5 und
anderseits den zylindrischen Flächen 7 und 8 vorsehen. Man
verhindert so ungelegenen Flüssigkeitsverlust an diesen
Stellen, solange ein Teil der besagten zylindrischen
Flächen 7 und 8 in direktem Kontakt mit den besagten
Stützflächen 4 und 5 bleiben.
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Zu bemerken ist, daß der Gesamtdruck (statisch und
dynamisch), abhängig von der Strömungsgeschwindigkeit, dem
Innenraum 16 übertragen wird. Dieser Druck wirkt
gleichzeitig auf die Vorderfläche 19 des Beschleunigers 2 und auf
den Sockel 20 des Rests 3 des Flugkörpers 1. Er entwickelt
auf dem Vorderteil des Beschleunigers eine Kraft, die
versucht> ihn zu bremsen, und auf dem Hinterteil des
Flugkörpers eine Kraft, die versucht, ihn aus der Passung 4, 7 -
5, 8 - 9, 10 abzuwerfen. Diese Kräfte haben
zweckentsprechend die Größenordnung der Widerstandskräfte, die
durch ihren Unterschied, in der Bilanz der für den Abwurf
günstigen Kräfte eingreifen. Es ist aber die Summe, die sich
dieser Kräftebilanz hinzufügt. Es ergibt sich daraus eine
entsprechende sehr dynamische Bewegung des Rests 3 des
Flugkörpers 1 in Bezug auf den Beschleuniger 2, die
eintritt beim Schubabfall der Beschleunigung des Letzteren.
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In der Auführungsvariante der Figur 4 wurden, die
hervorstehenden Druckausschlüsse 18 weggelassen und durch
Druckanschlüsse auf gleicher Ebene 21 ersetzt.
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Die Erfindung gestattet, die Zuverlässigkeit der natürlichen
Trennung stark zu erhöhen. Diese Trennung ist, dank der
hinzugeführten Kräfte, in der Tat systematisch. Außerdem
vermeidet die Schnelligkeit der entsprechenden
Trennungsbewegung jegliche Gefahr eines Aufpralls zwischen dem Rest
3 des Flugkörpers 2, nach dem Auslösen aus der Passung 4, 7
- 5, 8 - 9, 10. Außerdem unterliegt der Trennungsaugenblick
nur noch den Eigenstreuungen des Antriebs, das heißt der
Verbrennungszeit des Beschleunigungstriebwerks 2.
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Die Kosten für diesen Zuverlässigkeitsgewinn sind fast Null,
da die Ausbeutung der Erfindung sehr einfach ist. Es gibt
weder eine Gewichtserhöhung, noch bewegliche Metallteile,
noch Steuerung zur Inbetriebnahme, oder Bewaffnung vor dem
Abschuß des Flugkörpers 1. Die Vorrichtung der Erfindung
ist selbstverständlich sehr zuverlässig, da vollständig
statisch und träge.
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Da außerdem die Rolle des Widerstand des Triebwerkes 2
nicht mehr ausschlaggebend für die Trennung ist, kann
dieser Widerstand freiwillig verringert werden, zum
Beispiel durch Verminderung des Durchmessers des
Beschleunigers oder durch aerodynamische Verbesserung des
Umrisses desselben. Es erfolgt daraus ein Gewichtsgewinn
und eine Ersparnis in Triebenergie.
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Wenn man andererseits eine in Längsrichtung verlaufende
Verriegelungvorrichtung vorsehen würde (nicht dargestellt)
zwischen dem Beschleuniger 2 und dem Rest 3 des Flugkörpers
1, sieht man, daß der Druck im Innern des Innenraumes 16
benutzt werden kann, um diese Verriegelungsvorrichtung von
der Gleitverbindung 4,7 - 5,8 im Flug nach dem Zünden zu
lösen.
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Es können verschiedene Passungen des beschriebenen Types
mit verschiedenen Leitflächen benutzt werden, je nach der
gewünschten Kontrolle während des Abstreifhubes und den
während des Fluges zu ertragenden Einfügungsmomenten.