DE102021003972A1

DE102021003972A1 - Propulsion system for a guided missile

Info

Publication number: DE102021003972A1
Application number: DE102021003972.6A
Authority: DE
Inventors: Sascha Trapp; Klaus Madlener
Original assignee: Diehl Defence GmbH and Co KG
Current assignee: Diehl Defence GmbH and Co KG
Priority date: 2021-08-03
Filing date: 2021-08-03
Publication date: 2023-02-09

Abstract

Ein Antriebssystem (18) für einen Lenkflugkörper (10), der eine Längsachse (14), eine Flugrichtung (15) und einen Schwerpunkt (16) hat, umfasst ein Marschtriebwerk (30) mit einer einzelnen Austrittsdüse (31), die den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse (14) und die Flugrichtung (15) des Lenkflugkörpers (10) seitlich nach hinten ausbläst, und ein Zusatztriebwerk (34) mit wenigstens einer Austrittsdüse (35), die den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse (14) und die Flugrichtung (15) des Lenkflugkörpers (10) seitlich nach hinten ausbläst. Ein von der einzelnen Austrittsdüse (31) des Marschtriebwerks (30) erzeugtes Drehmoment des Lenkflugkörpers (10) kann durch ein Gegendrehmoment zumindest teilweise ausgeglichen werden, das durch aerodynamische Ruder (24) des Leitwerks (20) des Lenkflugkörpers (10) und/oder durch speziell ausgerichtete Austrittsdüsen (35) des Zusatztriebwerks (24) erzeugt wird.A propulsion system (18) for a guided missile (10), which has a longitudinal axis (14), a flight direction (15) and a center of gravity (16), comprises a cruise engine (30) with a single outlet nozzle (31), which draws the propellant gas flow to the longitudinal axis (14) and the direction of flight (15) of the guided missile (10) and an auxiliary engine (34) with at least one outlet nozzle (35) which blows out the propellant gas flow in relation to the longitudinal axis (14) and the direction of flight ( 15) of the guided missile (10) blows out sideways to the rear. A torque of the guided missile (10) generated by the individual outlet nozzle (31) of the cruise engine (30) can be at least partially compensated for by a counter-torque generated by aerodynamic rudders (24) of the tail unit (20) of the guided missile (10) and/or by specially aligned outlet nozzles (35) of the auxiliary engine (24) is generated.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Antriebssystem für einen Lenkflugkörper und einen Lenkflugkörper mit einem solchen Antriebssystem.The present invention relates to a propulsion system for a guided missile and a guided missile with such a propulsion system.

Lenkflugkörper haben typischerweise ein Antriebssystem mit einem Marschtriebwerk, das den Treibgasstrom am Heck durch eine zentrale Austrittsdüse nach hinten ausbläst. Es gibt aber auch Lenkflugkörperkonzepte, bei denen kein zentrales Gasleitrohr für das Marschtriebwerk eingesetzt werden sollte. Zum Beispiel enthält das moderne IDAS (Interactive Defence & Attack System for Submarines) eine Lichtwellenleiterspule zur Signalverbindung der Steuereinheit des Lenkflugkörpers mit dem Steuersystem des Wasserfahrzeugs. Diese Lichtwellenleiterspule würde eine ungünstige Interaktion mit einem zentralen Gasleitrohr des Marschtriebwerks erfahren.Guided missiles typically have a propulsion system with a cruise engine that expels the propellant stream at the rear through a central exhaust nozzle. But there are also guided missile concepts in which no central gas guide tube should be used for the cruise engine. For example, the modern IDAS (Interactive Defense & Attack System for Submarines) includes a fiber optic coil for signal connection of the missile's control unit with the watercraft's control system. This fiber optic coil would experience an unfavorable interaction with a central gas tube of the cruise engine.

Es ist deshalb die Aufgabe der Erfindung, ein Antriebssystem für einen Lenkflugkörper mit einem Marschtriebwerk ohne eine zentral nach hinten ausblasende Austrittsdüse zu schaffen.It is therefore the object of the invention to create a propulsion system for a guided missile with a cruise engine without an outlet nozzle blowing out centrally to the rear.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Lehre der unabhängigen Ansprüche. Besonders vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.This object is solved by the teaching of the independent claims. Particularly advantageous configurations and developments of the invention are the subject matter of the dependent claims.

Das erfindungsgemäße Antriebssystem für einen Lenkflugkörper, der eine Längsachse, eine Flugrichtung und einen Schwerpunkt hat, weist ein Marschtriebwerk mit einer einzelnen Austrittsdüse auf, die ausgestaltet und angeordnet ist, um den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse und die Flugrichtung des Lenkflugkörpers seitlich nach hinten auszublasen, und weist ein Zusatztriebwerk mit wenigstens einer Austrittsdüse auf, die ausgestaltet und angeordnet ist, um den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse und die Flugrichtung des Lenkflugkörpers seitlich nach hinten auszublasen. Die wenigstens eine Austrittsdüse des Zusatztriebwerks ist dabei gemäß der Erfindung abhängig vom Schwerpunkt des Lenkflugkörpers so angeordnet und ausgerichtet, dass sie ein durch die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks erzeugtes Drehmoment zumindest teilweise ausgleichen kann.The propulsion system according to the invention for a guided missile, which has a longitudinal axis, a flight direction and a center of gravity, has a cruise engine with a single outlet nozzle, which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally to the rear in relation to the longitudinal axis and the flight direction of the guided missile. and has an auxiliary engine with at least one outlet nozzle, which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally to the rear in relation to the longitudinal axis and the direction of flight of the guided missile. According to the invention, the at least one outlet nozzle of the auxiliary engine is arranged and aligned depending on the center of gravity of the guided missile in such a way that it can at least partially compensate for a torque generated by the individual outlet nozzle of the cruise engine.

Im Gegensatz zu diesem Antriebssystem der Erfindung wäre auch ein anderer Lösungsansatz denkbar, bei dem das Marschtriebwerk zwei seitlich nach hinten ausblasende Austrittsdüsen hat. Aufgrund der langen Brenndauer und des niedrigen Schubniveaus würde in diesem Fall der ohnehin schon sehr kleine Düsenquerschnitt durch die Aufteilung auf zwei Austrittsdüsen noch geringer ausgestaltet werden. Die durch den Abbrand entstehende Erosion in den beiden Austrittsdüsen würde damit zu einer noch stärkeren Aufweitung des Düsenquerschnitts führen, was einen zu starken Druckverlust in der Brennkammer und einen zu starken Schubverlust des Marschtriebwerks und beim unterschiedlichen Erodieren eine Schubasymmetrie zur Folge hätte. Gemäß der Erfindung wird deshalb vorgeschlagen, das Marschtriebwerk mit nur einer einzelnen Austrittsdüse zum seitlichen Ausblasen des Treibgasstroms nach hinten auszustatten. Bei Verwendung einer einzelnen Austrittsdüse kann deren Düsenquerschnitt größer und damit erosionsbeständiger bleiben und können damit auch bei Verwendung konservativer Materialien die bei Verwendung von zwei Austrittsdüsen genannten Nachteile vermieden oder zumindest deutlich reduziert werden.In contrast to this drive system of the invention, another approach would also be conceivable, in which the cruise engine has two outlet nozzles blowing out laterally to the rear. Due to the long combustion time and the low thrust level, the already very small nozzle cross-section would in this case be made even smaller by dividing it into two outlet nozzles. The erosion in the two outlet nozzles caused by the burnup would thus lead to an even greater expansion of the nozzle cross section, which would result in an excessive pressure loss in the combustion chamber and an excessive loss of thrust of the cruise engine and, with different erosion, a thrust asymmetry. According to the invention, it is therefore proposed to equip the cruise engine with only a single outlet nozzle for blowing out the flow of propellant gas to the rear. When using a single outlet nozzle, its nozzle cross section can remain larger and thus more resistant to erosion, and the disadvantages mentioned when using two outlet nozzles can thus be avoided or at least significantly reduced even when using conservative materials.

Nach den Untersuchungen der Erfinder kann ein einseitiges Ausblasen des Treibgasstroms aber abhängig vom Schwerpunkt des Lenkflugkörpers grundsätzlich zu einem Drehmoment des Lenkflugkörpers führen. Dieses Drehmoment kann jedoch in der Marschflugphase des Lenkflugkörpers durch ein aerodynamisches Gegendrehmoment über außen am Lenkflugkörper angebrachte aerodynamische Ruder einfach kompensiert werden, welche am Lenkflugkörper in der Regel ohnehin vorhanden sind. In anderen Betriebsphasen, insbesondere in Betriebsphasen mit niedrigen Fluggeschwindigkeiten in der Luft (z.B. Wasseraustrittsphase im Fall des IDAS), können diese aerodynamischen Ruder allerdings höchstens einen geringen Drehmomentausgleich erzielen. Gemäß der Erfindung enthält das Antriebssystem deshalb außerdem ein Zusatztriebwerk, das zum Beispiel für beschleunigende Betriebsphasen des Lenkflugkörpers betrieben wird. Dieses Zusatztriebwerk weist erfindungsgemäß wenigstens eine Austrittsdüse auf, die spezifisch angeordnet und ausgerichtet ist, um das durch die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks erzeugte Drehmoment zumindest teilweise auszugleichen, sodass ein Drehmoment durch das einseitige Ausblasen des Treibgasstroms auch in Betriebsphasen, in denen das wenigstens eine aerodynamische Ruder allenfalls geringe Gegendrehmomente erzeugen kann, einfach kompensiert werden kann. Vorzugsweise hat das Zusatztriebwerk zwei Austrittsdüsen, die bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers im Wesentlichen symmetrisch angeordnet sind und die gemeinsam zum Ausgleichen des vom Marschtriebwerk erzeugten Drehmoments konzipiert sind. Ein Zusatztriebwerk ist in vielen Lenkflugkörpern ohnehin vorhanden, weshalb kein großer Anpassungsaufwand des Antriebssystems bzw. des Lenkflugkörpers erforderlich ist, sondern nur die Anordnungen und Ausrichtungen der Austrittsdüsen des Zusatztriebwerks etwas geändert werden müssen. Das gemäß der Erfindung vorgeschlagene Antriebssystem für einen Lenkflugkörper hat somit einen einfachen Aufbau ohne eine zentral nach hinten ausblasenden Austrittsdüse, ohne dadurch drehmomentbezogene Nachteile in den verschiedenen Betriebsphasen des Lenkflugkörpers zu verursachen.According to the inventors' investigations, however, a one-sided blowing out of the propellant gas flow can fundamentally lead to a torque of the guided missile, depending on the center of gravity of the guided missile. However, this torque can be easily compensated for in the cruise flight phase of the missile by an aerodynamic counter-torque via aerodynamic rudders attached to the outside of the missile, which are usually present on the missile anyway. In other operating phases, in particular in operating phases with low flight speeds in the air (e.g. water exit phase in the case of the IDAS), these aerodynamic rudders can, however, at most achieve a low level of torque compensation. According to the invention, the propulsion system therefore also contains an auxiliary engine which is operated, for example, for accelerating operating phases of the guided missile. According to the invention, this additional engine has at least one outlet nozzle that is specifically arranged and aligned in order to at least partially compensate for the torque generated by the individual outlet nozzle of the cruise engine, so that a torque can also be generated by the one-sided blowing out of the propellant gas flow in operating phases in which the at least one aerodynamic rudder at best can generate small counter-torques, can be easily compensated. The booster engine preferably has two exhaust nozzles which are arranged essentially symmetrically with respect to the longitudinal axis of the guided missile and which are designed together to balance the torque generated by the cruise engine. A booster engine is already present in many guided missiles, which is why no great effort is required to adapt the propulsion system or the missile, but only the arrangements and orientations of the outlet nozzles of the booster engine have to be changed somewhat. The propulsion system proposed according to the invention for a guided missile thus has a simple structure without an exhaust nozzle blowing out centrally to the rear, without thereby causing torque-related disadvantages in the various operating phases of the guided missile.

Die Erfindung ist grundsätzlich für beliebige Arten von Lenkflugkörpern (zum Beispiel auch als Marschflugkörper zu bezeichnen) anwendbar (z.B. Boden-Boden, Luft-Luft, Boden-Luft, Wasser-Wasser, Wasser-Luft, etc.) (z.B. Kurz- oder Mittelstreckenrakete), die grundsätzlich von beliebigen Startanlagen (z.B. Bodenfahrzeug, Luftfahrzeug, Wasserfahrzeug, Unterwasserfahrzeug, etc.) gestartet werden können. Das Marschtriebwerk und das Zusatztriebwerk des Antriebssystems können auch grundsätzlich jeweils eine beliebige Triebwerkstechnik haben (z.B. Raketentriebwerk, Turbinenantrieb, etc.).In principle, the invention can be used for any type of guided missile (e.g. also referred to as cruise missile) (e.g. surface-to-surface, air-to-air, surface-to-air, water-to-water, water-to-air, etc.) (e.g. short- or medium-range missile ), which in principle can be launched from any launch facility (e.g. ground vehicle, aircraft, watercraft, underwater vehicle, etc.). The cruise engine and the additional engine of the propulsion system can also each have any engine technology (e.g. rocket engine, turbine drive, etc.).

In einer Ausgestaltung der Erfindung ist die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks ausgestaltet und angeordnet, um den Treibgasstrom in einer Betriebsphase des Lenkflugkörpers (z.B. Marschflugphase oder Unterwasserphase bei IDAS), in der die Längsachse des Lenkflugkörpers im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, bezogen auf die Flugrichtung des Lenkflugkörpers nach unten und hinten auszublasen. Auf diese Weise kann diese einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks in dieser Betriebsphase auch als Auftrieb genutzt werden.In one embodiment of the invention, the single outlet nozzle of the cruise engine is designed and arranged to flow the propellant gas in an operating phase of the guided missile (e.g. cruise flight phase or underwater phase in IDAS), in which the longitudinal axis of the guided missile is aligned essentially horizontally, based on the direction of flight of the guided missile blow down and backwards. In this way, this single outlet nozzle of the cruise engine can also be used for lift in this operating phase.

Gegenstand der Erfindung ist auch ein Lenkflugkörper, der einen Rumpf, der eine Längsachse des Lenkflugkörpers definiert, die in die Flugrichtung des Lenkflugkörpers ausgerichtet ist; ein Antriebssystem mit einem Marschtriebwerk und einem Zusatztriebwerk; und ein Leitwerk aufweist, wobei das Marschtriebwerk des Antriebssystems eine einzelne Austrittsdüse aufweist, die ausgestaltet und angeordnet ist, um den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse und die Flugrichtung des Lenkflugkörpers seitlich nach hinten auszublasen; wobei das Leitwerk wenigstens ein aerodynamisches Ruder aufweist, das ausgestaltet und angeordnet ist, um in einer Betriebsphase des Lenkflugkörpers ein aerodynamisches Gegendrehmoment zu erzeugen (das zum Beispiel in einer Marschflugphase mit hoher Fluggeschwindigkeit in der Luft ein durch die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks erzeugtes Drehmoment möglichst vollständig kompensiert); und wobei das Zusatztriebwerk wenigstens eine Austrittsdüse aufweist, die ausgestaltet und angeordnet ist, um den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse und die Flugrichtung des Lenkflugkörpers seitlich nach hinten auszublasen, wobei die wenigstens eine Austrittsdüse des Zusatztriebwerks abhängig vom Schwerpunkt des Lenkflugkörpers derart angeordnet und ausgerichtet ist, dass sie ein durch die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks erzeugtes Drehmoment zumindest teilweise ausgleichen kann. Vorzugsweise weist das Zusatztriebwerk zwei Austrittsdüsen auf, die bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers symmetrisch angeordnet sind.The invention also relates to a missile comprising a fuselage defining a longitudinal axis of the missile oriented in the direction of flight of the missile; a propulsion system with a cruise engine and an auxiliary engine; and an empennage, wherein the cruise engine of the propulsion system includes a single exhaust nozzle configured and arranged to discharge the propellant stream laterally rearward relative to the longitudinal axis and direction of flight of the guided missile; wherein the empennage has at least one aerodynamic rudder, which is designed and arranged in order to generate an aerodynamic counter-torque in an operating phase of the guided missile (which, for example in a cruise flight phase with high flight speed in the air, counteracts a torque generated by the individual exhaust nozzle of the cruise engine as completely as possible compensated); and wherein the auxiliary engine has at least one outlet nozzle, which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally backwards in relation to the longitudinal axis and the direction of flight of the guided missile, wherein the at least one outlet nozzle of the auxiliary engine is arranged and aligned depending on the center of gravity of the guided missile in such a way, that it can at least partially compensate for a torque generated by the individual exhaust nozzle of the cruise engine. The auxiliary engine preferably has two outlet nozzles which are arranged symmetrically in relation to the longitudinal axis of the guided missile.

Mit diesem Lenkflugkörper, der ein oben beschriebenes Antriebssystem mit einem Marschtriebwerk mit einer einzelnen Austrittsdüse umfasst, können die gleichen Vorteile erzielt werden, wie oben in Bezug auf das Antriebssystem der Erfindung erläutert. Bezüglich der Anwendungsmöglichkeiten und vorteilhaften Ausgestaltungen wird ebenfalls ergänzend auf die Erläuterungen oben in Bezug auf das Antriebssystem der Erfindung verwiesen. Eine besonders vorteilhafte Anwendung ist bei einem unter Wasser startbaren Lenkflugkörper, wie beispielsweise dem IDAS (Interactive Defence & Attack System for Submarines).With this guided missile comprising a propulsion system with a cruise engine with a single exhaust nozzle as described above, the same advantages can be obtained as explained above in relation to the propulsion system of the invention. With regard to the possible applications and advantageous configurations, reference is also made to the explanations above in relation to the drive system of the invention. A particularly advantageous application is in a guided missile that can be launched under water, such as the IDAS (Interactive Defense & Attack System for Submarines).

In einer Ausgestaltung der Erfindung ist die einzelne Austrittsdüse des Marschtriebwerks vorzugsweise ausgestaltet und angeordnet, um den Treibgasstrom in einer Betriebsphase des Lenkflugkörpers, in der die Längsachse des Lenkflugkörpers im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, bezogen auf die Flugrichtung des Lenkflugkörpers nach unten und hinten auszublasen.In one embodiment of the invention, the individual outlet nozzle of the cruise engine is preferably designed and arranged to blow out the propellant gas flow downwards and backwards in an operating phase of the guided missile in which the longitudinal axis of the guided missile is aligned essentially horizontally, relative to the direction of flight of the guided missile.

Obige sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der nachfolgenden Beschreibung eines bevorzugten, nicht-einschränkenden Ausführungsbeispiels anhand der beiliegenden Zeichnung besser verständlich. Darin zeigen, größtenteils schematisch:

1 den Grundaufbau eines Lenkflugkörpers mit einem Antriebssystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
2 eine Ansicht von unten (2A), eine Ansicht von der Seite (2B) und eine Ansicht von oben (2C) auf einen Lenkflugkörper gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zum Veranschaulichen des Anordnungskonzepts der Austrittsdüsen des Antriebssystems.

The above and other features and advantages of the invention will be better understood from the following description of a preferred, non-limiting exemplary embodiment with reference to the accompanying drawings. It shows, mostly schematically:

1 the basic structure of a guided missile with a propulsion system according to an embodiment of the invention; and
2 a view from below ( 2A ), a view from the side ( 2 B ) and a view from above ( 2C ) on a guided missile according to an embodiment of the invention to illustrate the arrangement concept of the exhaust nozzles of the propulsion system.

1 zeigt beispielhaft ein Ausführungsbeispiel eines Lenkflugkörpers 10, der beispielsweise im Konzept eines IDAS (Interactive Defence & Attack System for Submarines) ausgestaltet ist. 1 shows an example of an embodiment of a guided missile 10, which is designed, for example, in the concept of an IDAS (Interactive Defense & Attack System for Submarines).

Der Lenkflugkörper 10 hat einen Rumpf 12, der eine Längsachse 14 des Lenkflugkörpers 10 definiert, die im Wesentlichen in die Flugrichtung 15 des Lenkflugkörpers 10 ausgerichtet ist. In diesem Rumpf 12 sind ein Antriebssystem 18 und ein Leitwerk 20 zur Richtungseinstellung angeordnet, die von einer Steuereinheit 22 angesteuert werden. Das Leitwerk 20 weist neben Flügelanordnungen (nicht dargestellt) auch ein oder vorzugsweise mehr aerodynamische Ruder 24 auf, die insbesondere in der Marschflugphase des Lenkflugkörpers (mit hohen Fluggeschwindigkeiten) ein aerodynamisches Gegendrehmoment zum Kompensieren von irgendwie verursachten Drehmomenten des Lenkflugkörpers 10 erzeugen.The guided missile 10 has a fuselage 12 which defines a longitudinal axis 14 of the guided missile 10 which is aligned essentially in the direction of flight 15 of the guided missile 10 . A drive system 18 and a tail unit 20 for setting the direction are arranged in this fuselage 12 and are controlled by a control unit 22 . In addition to wing arrangements (not shown), the tail unit 20 also has one or preferably more aerodynamic rudder 24, which produce an aerodynamic counter-torque to compensate for torques of the guided missile 10 caused in any way, especially in the cruise flight phase of the guided missile (at high flight speeds).

Der Lenkflugkörper 10 weist in diesem Ausführungsbeispiel ferner ein Wirkteil 26 zum Beispiel in Form einer Sprengladung auf. Der Lenkflugkörper 10 hat in diesem Ausführungsbeispiel auch einen Suchkopf 28, der zum Beispiel eine Sensorik zum Erfassen eines Zielobjekts aufweist, die hinter einem transparenten Dom des Lenkflugkörpers positioniert und mit der Steuereinheit 22 verbunden ist. Die Steuereinheit 22 kann dann das Leitwerk 20 so ansteuern, dass der Lenkflugkörper 10 in Richtung auf das Zielobjekt gesteuert wird. Die Steuereinheit 22 hat ferner eine Datenkommunikation mit einem externen Steuersystem, zum Beispiel dem Startobjekt des Lenkflugkörpers (im Fall des IDAS mit dem Unterwasserfahrzeug), für die im Fall des IDAS eine zentrale Lichtwellenleiterspule im Lenkflugkörper 10 vorgesehen ist.In this exemplary embodiment, the guided missile 10 also has an active part 26, for example in the form of an explosive charge. In this exemplary embodiment, the guided missile 10 also has a seeker head 28 which, for example, has a sensor system for detecting a target object, which is positioned behind a transparent dome of the guided missile and is connected to the control unit 22 . The control unit 22 can then control the tail unit 20 in such a way that the guided missile 10 is steered in the direction of the target object. The control unit 22 also has data communication with an external control system, for example the launch object of the missile (in the case of the IDAS with the underwater vehicle), for which a central fiber optic coil is provided in the missile 10 in the case of the IDAS.

Wie in 1 dargestellt, weist das Antriebssystem 18 des Lenkflugkörpers 10 ein Marschtriebwerk 30 und ein Zusatztriebwerk 34 auf. Das Marschtriebwerk 30 dient dem Antrieb des Lenkflugkörpers 10 in der Startphase (im Fall des IDAS die Unterwasserphase) und der Marschflugphase. Das Zusatztriebwerk 34, das optional als abwerfbares Triebwerk ausgestaltet sein kann, dient einer zusätzlichen Beschleunigung (im Fall des IDAS zum Beispiel dem Auftauchen aus dem Wasser und dem Beschleunigen nach dem Wasseraustritt). Das Marschtriebwerk 30 und das Zusatztriebwerk 34 sind beispielsweise beide als Raketentriebwerke ausgestaltet und haben beide eigene Brennkammern (zum Beispiel bezogen auf die Längsachse 14 hintereinander oder einander umgebend). Wie in 1 angedeutet, weist das Marschtriebwerk 30 eine einzelne Austrittsdüse 31 für den Treibgasstrom auf und weist das Zusatztriebwerk 34 zwei Austrittsdüsen (im Sinne der Erfindung wesentlich eine Austrittsdüse) 35 für den Treibgasstrom auf.As in 1 shown, the propulsion system 18 of the guided missile 10 has a cruise engine 30 and an auxiliary engine 34 . The cruise engine 30 is used to drive the guided missile 10 in the starting phase (in the case of the IDAS, the underwater phase) and the cruise flight phase. The auxiliary engine 34, which can optionally be designed as a jettable engine, is used for additional acceleration (in the case of the IDAS, for example, surfacing from the water and accelerating after exiting the water). The cruise engine 30 and the additional engine 34 are, for example, both designed as rocket engines and both have their own combustion chambers (for example, in relation to the longitudinal axis 14 one behind the other or surrounding one another). As in 1 indicated, the cruise engine 30 has a single outlet nozzle 31 for the propellant gas stream and the auxiliary engine 34 has two outlet nozzles (essentially one outlet nozzle within the meaning of the invention) 35 for the propellant gas stream.

Die Anordnung der Austrittsdüsen 31, 35 des Antriebssystems 18 wird nun bezugnehmend auf 2 näher erläutert.The arrangement of the outlet nozzles 31, 35 of the propulsion system 18 will now be referred to 2 explained in more detail.

Die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 ist derart ausgestaltet und angeordnet, dass sie den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse 14 und die Flugrichtung 15 des Lenkflugkörpers 10 seitlich nach hinten ausbläst, wie insbesondere in den 2A und 2B erkennbar. Außerdem ist die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks derart ausgestaltet und angeordnet, dass sie den Treibgasstrom in einer Betriebsphase des Lenkflugkörpers 10, in der die Längsachse 14 im Wesentlich horizontal ausgerichtet ist (zum Beispiel eine Unterwasserphase des IDAS, eine Luftstartphase, die Marschflugphase), bezogen auf die Flugrichtung 15 des Lenkflugkörpers 10 nach unten und hinten ausbläst, wie insbesondere in der 2B erkennbar.The individual outlet nozzle 31 of the cruise engine 30 is designed and arranged in such a way that it blows out the propellant gas stream laterally to the rear in relation to the longitudinal axis 14 and the direction of flight 15 of the guided missile 10, as in particular in FIGS 2A and 2 B recognizable. In addition, the individual outlet nozzle 31 of the cruise engine is designed and arranged in such a way that it draws the propellant gas flow in an operating phase of the guided missile 10 in which the longitudinal axis 14 is aligned essentially horizontally (for example an underwater phase of the IDAS, an air launch phase, the cruise flight phase). on the direction of flight 15 of the guided missile 10 blows down and backwards, as in particular in the 2 B recognizable.

Durch diese seitlich nach hinten ausblasende Austrittsdüse 31 kann das Marschtriebwerk 30 auch für Lenkflugkörper 10 verwendet werden, in denen ein zentrales Ausblasen des Treibgasstroms nach hinten vermieden werden sollte, wie beispielsweise bei dem IDAS mit der zentralen Lichtwellenleiterspule zur Datenkommunikation der Steuereinheit 22 mit dem Steuersystem des Unterwasserfahrzeugs. Durch das Verwenden nur einer einzelnen Austrittsdüse 31 am Marschtriebwerk 30 (anstatt von zum Beispiel zwei seitlichen Austrittsdüsen) kann die Austrittsdüse 31 erosionsbeständiger bleiben, weil der Düsenquerschnitt im Vergleich zu einer zentralen Austrittsdüse nicht noch mehr verringert werden muss, und kann ein asymmetrisches Ausblasen wegen unterschiedlicher Erosion an zwei Austrittsdüsen vermieden werden.With this outlet nozzle 31 blowing out laterally to the rear, the cruise engine 30 can also be used for guided missiles 10 in which a central blowout of the propellant gas stream to the rear should be avoided, such as in the IDAS with the central fiber optic coil for data communication between the control unit 22 and the control system of the underwater vehicle. By using only a single exhaust nozzle 31 on the cruise engine 30 (instead of, for example, two lateral exhaust nozzles), the exhaust nozzle 31 can remain more resistant to erosion because the nozzle cross-section does not have to be reduced even more compared to a central exhaust nozzle, and an asymmetric blow-out can be avoided due to different Erosion can be avoided at two outlet nozzles.

Zwar verursacht die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 durch das einseitige Ausblasen des Treibgasstroms abhängig vom Schwerpunkt 16 des Lenkflugkörpers 10 ein Drehmoment des Lenkflugkörpers 10, aber dieses Drehmoment kann zumindest teilweise kompensiert werden.Although the single outlet nozzle 31 of the cruise engine 30 causes a torque of the guided missile 10 by blowing out the propellant gas stream on one side depending on the center of gravity 16 of the guided missile 10, this torque can be at least partially compensated.

In Betriebsphasen mit hohen Fluggeschwindigkeiten in der Luft und in Betriebsphasen im Wasser (z.B. Startphase des IDAS) erzeugen die aerodynamischen Ruder 24 des Leitwerks 20 ein Gegendrehmoment, welches dieses durch die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugte Drehmoment (nahezu) vollständig kompensiert. In Betriebsphasen des Lenkflugkörpers 10 mit geringeren Fluggeschwindigkeiten in der Luft (z.B. Wasseraustrittsphase des IDAS oder Luftstartphase) können die aerodynamischen Ruder 24 jedoch kein ausreichend starkes Drehmoment zum Kompensieren des durch die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugten Drehmoments erzeugen. In solchen Betriebsphasen des Lenkflugkörpers 10 wird das durch die einzelne Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugte Drehmoment aber durch den Einsatz des Zusatztriebwerks 34 zumindest teilweise kompensiert.In operating phases with high flight speeds in the air and in operating phases in the water (e.g. start phase of the IDAS), the aerodynamic rudders 24 of the tail unit 20 generate a counter-torque, which (almost) completely compensates for this torque generated by the individual outlet nozzle 31 of the cruise engine 30. However, in operating phases of the guided missile 10 with lower flight speeds in the air (e.g. water exit phase of the IDAS or air start phase), the aerodynamic rudders 24 cannot generate a sufficiently strong torque to compensate for the torque generated by the individual exhaust nozzle 31 of the cruise engine 30. In such operating phases of the guided missile 10, however, the torque generated by the individual outlet nozzle 31 of the cruise engine 30 is at least partially compensated by the use of the auxiliary engine 34.

Wegen der erläuterten Drehmomentproblematik sind die zwei Austrittsdüsen 35a, 35b des Zusatztriebwerks 34 bezogen auf die Längsachse 14 des Lenkflugkörpers 10 im Wesentlichen symmetrisch angeordnet (in Betriebsphasen mit im Wesentlichen horizontaler Längsachse 14 vorzugsweise rechts und links) und derart ausgestaltet und angeordnet, dass sie den Treibgasstrom bezogen auf die Längsachse 14 und die Flugrichtung 15 des Lenkflugkörpers 10 seitlich nach hinten ausblasen, wie insbesondere in den 2A und 2C erkennbar. Außerdem sind die beiden Austrittsdüsen 35a, 35b des Zusatztriebwerks 34 abhängig vom Schwerpunkt 16 des Lenkflugkörpers derart angeordnet und ausgerichtet, dass sie das von der einzelnen Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugte Drehmoment zumindest teilweise ausgleichen, wie in den 2A und 2B angedeutet. Je nach Lage des Schwerpunkts 16 des Lenkflugkörpers 10 in Bezug zu den Positionen der Austrittsdüsen 311, 35a, 35b des Marschtriebwerks 30 und des Zusatztriebwerks 34 können die Austrittsdüsen 35a, 35b des Zusatztriebwerks 34 den Treibgasstrom zum Beispiel nach unten ausblasen, wie in der 2B erkennbar, oder nach oben ausblasen. Nach dem Betriebsende des Zusatztriebwerks 34 ist die Geschwindigkeit des Lenkflugkörpers 10 dann ausreichend hoch, sodass die aerodynamischen Ruder 24 ein ausreichend starkes aerodynamisches Gegendrehmoment zum Kompensieren des von der einzelnen Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugten Drehmoments erzeugen können.Due to the torque problem explained, the two outlet nozzles 35a, 35b of the auxiliary engine 34 are arranged essentially symmetrically in relation to the longitudinal axis 14 of the guided missile 10 (preferably in operating phases with an essentially horizontal longitudinal axis 14 right and left) and designed and arranged in such a way that they blow out the propellant gas stream laterally to the rear in relation to the longitudinal axis 14 and the direction of flight 15 of the guided missile 10, as in particular in FIGS 2A and 2C recognizable. In addition, the two outlet nozzles 35a, 35b of the auxiliary engine 34 are arranged and aligned, depending on the center of gravity 16 of the guided missile, in such a way that they at least partially compensate for the torque generated by the individual outlet nozzle 31 of the cruise engine 30, as shown in FIGS 2A and 2 B implied. Depending on the position of the center of gravity 16 of the guided missile 10 in relation to the positions of the outlet nozzles 311, 35a, 35b of the cruise engine 30 and the booster engine 34, the outlet nozzles 35a, 35b of the booster engine 34 can blow out the flow of propellant gas downwards, for example, as in 2 B recognizable, or blow upwards. After the end of operation of the booster engine 34, the speed of the guided missile 10 is then sufficiently high that the aerodynamic rudders 24 can generate a sufficiently strong aerodynamic counter-torque to compensate for the torque generated by the single exhaust nozzle 31 of the cruise engine 30.

Die Lenkflugkörper 10, insbesondere in der Variante des IDAS, umfassen auch in herkömmlichen Ausführungsformen in der Regel ein Zusatztriebwerk 34 mit seitlichen Austrittsdüsen 35a, 35b. Zum Ausgleichen des von der einzelnen Austrittsdüse 31 des Marschtriebwerks 30 erzeugten Drehmoments während langsameren Betriebsphasen muss deshalb der Lenkflugkörper 10 nicht umfangreich umstrukturiert werden, sondern müssen nur die Austrittsdüsen 35a, 35b des Zusatztriebwerks 34 etwas angepasst werden.The guided missiles 10, in particular in the variant of the IDAS, also in conventional embodiments generally include an auxiliary engine 34 with lateral outlet nozzles 35a, 35b. In order to compensate for the torque generated by the individual outlet nozzle 31 of the cruise engine 30 during slower operating phases, the guided missile 10 does not have to be extensively restructured, but only the outlet nozzles 35a, 35b of the booster engine 34 have to be slightly adjusted.

Die Anwendung des bezugnehmend auf 1 und 2 erläuterten Lenkflugkörpers ist nicht auf das spezielle IDAS eingeschränkt. Die Erfindung ist grundsätzlich für beliebige Arten von Lenkflugkörpern anwendbar (z.B. Boden-Boden, Luft-Luft, Boden-Luft, Wasser-Wasser, Wasser-Luft, etc.) (z.B. Kurz- oder Mittelstreckenrakete), die grundsätzlich von beliebigen Startanlagen (z.B. Bodenfahrzeug, Luftfahrzeug, Wasserfahrzeug, Unterwasserfahrzeug, etc.) gestartet werden können.The application of the referring to 1 and 2 explained guided missile is not limited to the special IDAS. In principle, the invention can be used for any type of guided missile (e.g. surface-to-surface, air-to-air, surface-to-air, water-to-water, water-to-air, etc.) (e.g. short- or medium-range missile), which can in principle be launched from any launch facility (e.g ground vehicle, aircraft, watercraft, underwater vehicle, etc.) can be started.

Es sei außerdem vorsorglich darauf hingewiesen, dass in 1 und 2 die Komponenten des Lenkflugkörpers 10 nur prinzipiell veranschaulicht sind und dass deren Größenverhältnisse und relative Positionierungen in der praktischen Realisierung (welche vom Fachmann klar ersichtlich ist) anders sein können.It should also be noted as a precaution that in 1 and 2 the components of the missile 10 are only illustrated in principle and that their proportions and relative positioning in the practical implementation (which will be clearly apparent to those skilled in the art) may be different.

BezugszeichenlisteReference List

1010: Lenkflugkörperguided missile
1212: Rumpfhull
1414: Längsachselongitudinal axis
1515: Flugrichtungflight direction
1616: Schwerpunktmain emphasis
1818: Antriebssystemdrive system
2020: Leitwerkempennage
2222: Steuereinheitcontrol unit
2424: aerodynamisches Ruderaerodynamic rudder
2626: Wirkteilactive part
2828: Suchkopfseeker head
3030: Marschtriebwerkcruise engine
3131: einzelne Austrittsdüsesingle exit nozzle
3434: Zusatztriebwerkauxiliary engine
35a,b35a,b: Austrittsdüsenoutlet nozzles

Claims

Propulsion system (18) for a guided missile (10), which has a longitudinal axis (14), a direction of flight (15) and a center of gravity (16), having: a cruise engine (30) having a single exhaust nozzle (31) configured and arranged to blow the propellant stream laterally rearward relative to the longitudinal axis (14) and direction of flight (15) of the guided missile (10); and an auxiliary engine (34) which has at least one outlet nozzle (35) which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally to the rear in relation to the longitudinal axis (14) and the flight direction (15) of the guided missile (10), wherein the at least one outlet nozzle (35) of the booster engine (34) is arranged and aligned depending on the center of gravity (16) of the guided missile (10) in order to at least partially compensate for a torque generated by the individual outlet nozzle (31) of the cruise engine (30).

Drive system (18) after claim 1 , in which the individual outlet nozzle (31) of the cruise engine (30) is designed and arranged to direct the flow of propellant gas in an operating phase of the guided missile (10) in which the longitudinal axis (14) of the guided missile (10) is aligned horizontally, in relation to the Blow out flight direction (15) of the guided missile (10) downwards and backwards.

Drive system (18) after claim 1 or 2 In which the booster unit (34) has two outlet nozzles (35a, 35b) which are arranged symmetrically in relation to the longitudinal axis (14) of the guided missile (10).

Guided missile (10) comprising: a fuselage (12) defining a longitudinal axis (14) of the missile (10) oriented in the direction of flight (15) of the missile (10); a propulsion system (18) having a cruise engine (30) and an auxiliary engine (34); and a tailplane (20), wherein the cruise engine (30) of the propulsion system (18) has a single outlet nozzle (31) which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally to the rear in relation to the longitudinal axis (14) and the direction of flight (15) of the guided missile (10). ; wherein the empennage (20) has at least one aerodynamic control surface (24) which is designed and arranged to generate an aerodynamic counter-torque in an operating phase of the guided missile (10); and wherein the booster unit (34) has at least one outlet nozzle (35a, 35b) which is designed and arranged to blow out the propellant gas flow laterally to the rear in relation to the longitudinal axis (14) and the direction of flight (15) of the guided missile (10), the at least one outlet nozzle (35a, 35b) of the auxiliary engine (34) is arranged and aligned depending on the center of gravity (16) of the guided missile (10) in order to at least partially compensate for a torque generated by the individual outlet nozzle (31) of the cruise engine (30).

Guided missile (10) after claim 4 , in which the individual outlet nozzle (31) of the cruise engine (30) is designed and arranged to direct the flow of propellant gas in an operating phase of the guided missile (10) in which the longitudinal axis (14) of the guided missile (10) is aligned horizontally, in relation to the Blow out flight direction (15) of the guided missile (10) downwards and backwards.

Guided missile (10) after claim 4 or 5 In which the booster unit (34) of the propulsion system (18) has two outlet nozzles (35a, 35b) which are arranged symmetrically in relation to the longitudinal axis (14) of the guided missile (10).

Guided missile (10) according to one of Claims 4 until 6 , which is a guided missile that can be launched under water.