Flugkörper für Überschallgeschwindigkeit Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flug körper für überschallgeschwindigkeit, der beispiels weise als Rakete, als Fernlenkgeschoss oder als Rumpf eines Strahltriebflugzeuges ausgebildet sein kann.
Der Flugkörper gemäss der Erfindung ist da durch gekennzeichnet, dass das vordere Ende dessel ben eine bezüglich seiner Längsachse symmetrische Nase aufweist, deren Querschnittsabmessungen von vorn nach hinten stetig zunehmen, und dass unmit telbar hinter der Nase die Querschnittsabmessung des Flugkörpers stufenartig verringert ist.
In der beigefügten Zeichnung sind einige Aus führungsformen des Erfindungsgegenstandes bei spielsweise veranschaulicht.
Fig. 1 zeigt den vorderen Teil eines Flugkörpers mit konischer Nase, in Seitenansicht ; Fig. 2 ist die analoge Darstellung des vorderen Teiles eines Flugkörpers, dessen Nase konkave Man tellinien aufweist ; Fig. 3 stellt, ebenfalls in Seitenansicht, den vor deren Teil eines Flugkörpers mit gerippter Nase mit geradlinigen Mantellinien dar; Fig. 4 ist die Vorderansicht des Flugkörpers nach Fig. 3 ; Fig. 5 zeigt die Seitenansicht des vorderen Teiles eines Flugkörpers mit einer gerippten Nase mit kon kaven Mantellinien.
Der in Fig. 1 dargestellte Teil eines Flugkörpers weist an seinem vorderen Ende eine Nase 11 auf, welche die äussere Form eines Kegels hat und be züglich der Längsachse des Flugkörpers symmetrisch angeordnet ist. Die Querschnittsabmessungen der Nase 11 nehmen somit von vorn nach hinten stetig zu. Unmittelbar hinter der Nase 11 ist am Flugkör per eine Stufe 12 vorhanden, hinter welcher die Querschnittsabmessung des Flugkörpers beträchtlich verringert ist. An die Stufe 12 schliesst hinter der Nase 11 ein zylindrischer Hals 13 an, mit dessen Hilfe die Nase 11 mit dem Rumpf des Flugkörpers verbunden ist.
Mit Vorteil ist der Hals 13 in seiner Längsrichtung verstellbar mit dem Rumpf verbun den und koaxial zur Längsachse des Rumpfes an geordnet. An der Übergangsstelle zwischen der Stufe 12 und dem Hals 13 ist ein konischer Teil 15 vor handen, der aber ebensogut fehlen könnte. Mit strichpunktierter Linie ist gezeigt, wie am hinteren Teil der Nase 11 Leitflächen bzw. Steuerruder 16 angeordnet sein können, die zur Stabilisierung des Flugkörpers bei seinem Flug und gegebenenfalls auch zur Lenkung des Flugkörpers dienen, sofern die Steuerruder verstellbar sind. Handelt es sich beim beschriebenen Flugkörper um eine Waffe, so kann die Spitze der Nase 11 mit einem Zünder versehen sein.
Mindestens die Nase 11 des Flugkörpers be steht aus einem wärme- und schwingungsbeständigen Werkstoff, um der bei überschallgeschwindigkeit auftretenden Beanspruchung gewachsen zu sein. Die Oberfläche der Nase ist glatt poliert. Der Scheitel winkel A der Nase<B>11</B> und die axiale Länge derselben sind für jeden Fall zu wählen, je nach Durchmesser und Länge des übrigen Flugkörpers.
Das Ausführungsbeispiel gemäss Fig. 2 unter scheidet sich vom beschriebenen im wesentlichen nur dadurch, dass die Nase lla anstatt geradlinige jetzt konkave Mantellinien aufweist, im übrigen aber im mer noch kegelähnliche Form hat. Die Oberfläche der Nase ist ebenfalls glatt poliert. Ein weiterer Un terschied gegenüber dem Beispiel nach Fig. 1 besteht darin, dass der konische Zwischenteil 15 am über gang von der Stufe 12 zum Hals 13 des Flugkörpers weggelassen ist. Der Zwischenteil 15 könnte jedoch auch hier vorhanden sein, wie mit strichpunktierten Linien angedeutet ist.
Für die Wirkungsweise des Flugkörpers hat der Zwischenteil 15 keine Bedeu tung ; er kann jedoch aus Festigkeits- oder anderen Gründen manchmal erwünscht sein.
Die Nase 11b des in den Fig. 3 und 4 gezeigten vordern Teiles des Flugkörpers hat im wesentlichen ebenfalls die äussere Form eines Kegels, der im Ge gensatz zu Fig. 1 aber an seinem Umfang vorzugs weise gleichmässig verteilte Rippen 17 aufweist, deren jede in einer die Längsachse des Flugkörpers enthaltenden Ebene verläuft. Gegen das vordere Ende der Nase 11b hin nehmen die Querschnitts abmessungen der Rippen 17 stetig ab. Die Aussen flächen der Rippen 17 sind poliert. Die übrige Aus bildung des Flugkörpers ist gleich, wie mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben worden ist.
Die Rippen 17 verleihen dem Flugkörper eine grössere Stabilität bei seinem Flug und vergrössern die Oberfläche der Nase 11b, wodurch es möglich wird, die Länge der Nase gegenüber dem Ausführungsbeispiel nach Fig.1 zu verkürzen, ohne dass sich dadurch die Flugeigen schaften des Flugkörpers nennenswert ändern.
Es ist klar, dass die Querschnittsform der Rip pen 17 und der dazwischenliegenden Nuten von der gezeichneten dreieckigen Form abweichen kann und z. B. trapezförmig sein kann.
Beim Ausführungsbeispiel gemäss Fig. 5 hat die Nase llc die äussere Gestalt eines kegelähnlichen Körpers mit konkaven Mantellinien und mit an sei nem Umfang verteilten Rippen 17; deren jede in einer die Längsachse des Flugkörpers enthaltenden Ebene verläuft. Auch hier nehmen die Querschnitts abmessungen der Rippen 17 gegen das vordere Ende der Nase hin stetig ab.
Sämtliche bisher beschriebenen Ausführungsbei spiele verhalten sich bei Überschallgeschwindigkeit im wesentlichen gleich.
Der vordere Teil des Flugkörpers, der eine Fern lenkrakete ist, stimmt mit der in bezug auf Fig. 1 beschriebenen Ausbildung überein.
Wenn sich der beschriebene Flugkörper mit einer Geschwindigkeit bewegt, die grösser als die Schall geschwindigkeit ist oder ein Mehrfaches der Schall geschwindigkeit beträgt, so entstehen in dem den Flugkörper umgebenden Gas, insbesondere Luft, an der Nase 11 Verdichtungs-Stosswellen, die in Rich tung der Mantelfläche der Nase und steiler nach aus sen divergieren. An der Kante zwischen der Mantel fläche der Nase 11 und der Stufe 12 lösen sich die Stosswellen infolge der stufenartigen Verringerungen des Durchmessers des Flugkörpers von letzterem ab, um in der gleichen Richtung, die ihnen vorher durch die Mantelfläche der Nase 11 aufgezwungen worden ist, sich weiter nach aussen fortpflanzen.
Hinter der Nase 11 herrscht an der Oberfläche des Flugkörpers ein verhältnismässig niedriger Druck des den Flugkörper umgebenden Mediums, weshalb dort praktisch nur unbedeutende Reibungskräfte und Wirbelungen auftreten, die kaum eine Bremsung des Flugkörpers sowie Erwärmung und Schwingungen des Materials zur Folge haben.
Für den Flugwiderstand ist im wesentlichen nur die Beschaffenheit der Nase 11 massgebend, die zu folge ihrer verhältnismässigen Kleinheit den Erfor dernissen angepasst werden kann, ohne dass dadurch wirtschaftlich untragbare Kosten entstehen.
Mit Hilfe der an der Nase 11 angebrachten Steuerruder 16 lässt sich der Flugkörper sehr wirk sam in seiner Richtung steuern. Es ist jedoch zu be merken, dass die Steuerruder 16 umgekehrt wirken im Vergleich zu der klassischen Form der am Schwanz eines Flugkörpers angebrachten Steuerruder. Die Steuerruder 16 könnten jedoch auch ersetzt sein durch solche, die im Bereich der Austrittsdüse des zur Fortbewegung des Flugkörpers dienenden Strahlantriebes, d. h. innerhalb der Düse oder in kurzer Entfernung hinter derselben, angeordnet sind und eine Ablenkung des Antriebsstrahles ermög lichen.
Diese Ausbildung des Steuerungssystemes hat den Vorteil, dass die Steuerruder niemals vereisen können, und dass der Flugkörper mit Leichtigkeit und grosser Stabilität auf der vorgesehenen Flugbahn gehalten oder in einen geänderten Kurs gebracht werden kann.
Bei einer nicht dargestellten Variante könnte die Nase 11a (Fig. 2) des Flugkörpers vorn abgeschnitten und mit einer Lufteinlassöffnung für den Rückstoss motor versehen sein. Die Nase hätte dann die äus- sere Form eines kegelstumpfähnlichen Körpers mit konkaven Mantellinien.
Schliesslich wäre es auch möglich, die Spitze der in den Fig. 3-5 dargestellten Nasen 11b und 11c ab zuschneiden und diese Nasen mit einer Lufteinlass- öffnung zu versehen.
Missile for supersonic speed The present invention relates to a missile for supersonic speed which, for example, can be designed as a rocket, as a remote-controlled missile or as the fuselage of a jet engine aircraft.
The missile according to the invention is characterized in that the front end of the same has a nose which is symmetrical with respect to its longitudinal axis, the cross-sectional dimensions of the nose steadily increasing from front to back, and that immediately behind the nose the cross-sectional dimension of the missile is gradually reduced.
In the accompanying drawings, some embodiments of the subject invention are illustrated in example.
1 shows the front part of a missile with a conical nose, in side view; Fig. 2 is the analog representation of the front part of a missile, the nose of which has concave one tell lines; Fig. 3 shows, also in side view, the front part of a missile with a ribbed nose with straight surface lines; Fig. 4 is the front view of the missile of Fig. 3; Fig. 5 shows the side view of the front part of a missile with a ribbed nose with concave surface lines.
The part of a missile shown in Fig. 1 has at its front end a nose 11 which has the outer shape of a cone and is symmetrically arranged with respect to the longitudinal axis of the missile. The cross-sectional dimensions of the nose 11 thus increase steadily from front to back. Immediately behind the nose 11 there is a step 12 on the missile, behind which the cross-sectional dimension of the missile is considerably reduced. A cylindrical neck 13 adjoins the step 12 behind the nose 11, with the aid of which the nose 11 is connected to the fuselage of the missile.
Advantageously, the neck 13 is adjustable in its longitudinal direction with the trunk verbun and arranged coaxially to the longitudinal axis of the trunk. At the transition point between the step 12 and the neck 13, a conical part 15 is present, which could just as well be missing. The dash-dotted line shows how guide surfaces or control rudders 16 can be arranged on the rear part of the nose 11, which serve to stabilize the missile during its flight and possibly also to steer the missile, provided the rudders are adjustable. If the missile described is a weapon, the tip of the nose 11 can be provided with a detonator.
At least the nose 11 of the missile be made of a heat and vibration resistant material to be able to cope with the stress that occurs at supersonic speeds. The surface of the nose is polished smooth. The apex angle A of the nose <B> 11 </B> and the axial length of the same are to be selected for each case, depending on the diameter and length of the rest of the missile.
The embodiment according to FIG. 2 differs from the one described essentially only in that the nose 11a has, instead of straight, now concave surface lines, but otherwise still has a cone-like shape. The surface of the nose is also polished smooth. Another un difference compared to the example of FIG. 1 is that the conical intermediate part 15 is omitted at the transition from the step 12 to the neck 13 of the missile. The intermediate part 15 could, however, also be present here, as indicated by dot-dash lines.
For the operation of the missile, the intermediate part 15 has no meaning; however, it may sometimes be desirable for strength or other reasons.
The nose 11b of the front part of the missile shown in FIGS. 3 and 4 also has essentially the outer shape of a cone, which in contrast to FIG. 1 but preferably has on its circumference evenly distributed ribs 17, each of which in a the longitudinal axis of the missile containing plane extends. Towards the front end of the nose 11b take the cross-sectional dimensions of the ribs 17 steadily. The outer surfaces of the ribs 17 are polished. The rest of the formation of the missile is the same, as has been described with reference to FIG.
The ribs 17 give the missile greater stability during its flight and enlarge the surface of the nose 11b, which makes it possible to shorten the length of the nose compared to the embodiment of Figure 1, without the flight properties of the missile changing significantly .
It is clear that the cross-sectional shape of the Rip pen 17 and the intervening grooves may differ from the triangular shape drawn and z. B. can be trapezoidal.
In the embodiment according to FIG. 5, the nose 11c has the outer shape of a cone-like body with concave surface lines and with ribs 17 distributed on its circumference; each of which runs in a plane containing the longitudinal axis of the missile. Here, too, the cross-sectional dimensions of the ribs 17 steadily decrease towards the front end of the nose.
All of the so far described Ausführungsbei games behave essentially the same at supersonic speed.
The front part of the missile, which is a long-range guided missile, corresponds to the training described with reference to FIG.
If the missile described moves at a speed that is greater than the speed of sound or a multiple of the speed of sound, then arise in the gas surrounding the missile, in particular air, at the nose 11 compression shock waves in the direction of the The lateral surface of the nose and diverge steeply outwards. At the edge between the jacket surface of the nose 11 and the step 12, the shock waves dissolve as a result of the step-like reductions in the diameter of the missile from the latter, in order to move in the same direction that was previously imposed on them by the jacket surface of the nose 11 continue to propagate outwards.
Behind the nose 11 there is a relatively low pressure of the medium surrounding the missile on the surface of the missile, which is why there are practically only insignificant frictional forces and eddies that hardly cause a braking of the missile as well as heating and vibrations of the material.
For the flight resistance, only the nature of the nose 11 is essential, which can be adapted to the requirements due to its relatively small size, without incurring economically unacceptable costs.
With the help of the rudder 16 attached to the nose 11, the missile can be controlled very effectively in its direction. It should be noted, however, that the rudders 16 have the opposite effect compared to the classic shape of the rudder attached to the tail of a missile. The rudders 16 could, however, also be replaced by those located in the area of the outlet nozzle of the jet propulsion used to move the missile, ie. H. within the nozzle or a short distance behind the same, are arranged and a deflection of the drive jet union made.
This design of the control system has the advantage that the control rudders can never ice up, and that the missile can be kept on the intended flight path or brought into a changed course with ease and great stability.
In a variant not shown, the nose 11a (Fig. 2) of the missile could be cut off at the front and provided with an air inlet opening for the recoil motor. The nose would then have the outer shape of a truncated cone-like body with concave surface lines.
Finally, it would also be possible to cut off the tip of the noses 11b and 11c shown in FIGS. 3-5 and to provide these noses with an air inlet opening.