DE1267553B

DE1267553B - Disk-shaped flying body

Info

Publication number: DE1267553B
Application number: DEP1267A
Authority: DE
Inventors: Eugen Silberberger
Original assignee: EUGEN SILBERBERGER
Current assignee: EUGEN SILBERBERGER
Priority date: 1963-09-23
Filing date: 1963-09-23
Publication date: 1968-05-02

Description

Scheibenförmiger Flugkörper # Die Erfindung betrifft einen scheibenförmigen Flugkörper mit Rückstoßantrieb und einem den Flugkörper durchsetzenden, den Rückstoß erzeugenden Antrieb aufnehmenden zentralen Strömungsschacht und einer den unteren Durchtrittsquerschnitt des Schachtes verändernden verstellbaren Blende.Disc-Shaped Missile # The invention relates to a disc-shaped missile Missile with recoil propulsion and one that penetrates the missile, the recoil generating drive receiving central flow shaft and the lower one Passage cross-section of the shaft changing adjustable diaphragm.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, den Flugzustand eines scheibenförmigen Flugkörpers, insbesondere während der Start- oder Landephase, aber auch während des Horizontalfluges zu stabilisieren. Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß vor dem unteren Durchtrittsquerschnitt des zentralen. Strömungsschachtes von diesem radial auswärtsgerichtete Kanäle ausgehen, die zu im Außenumfangsbereich des scheibenförmigen Flugkörpers angeordneten Öffnungen führen.The invention is based on the object of the flight condition of a disk-shaped Missile, especially during the take-off or landing phase, but also during stabilize level flight. This object is achieved according to the invention solved that in front of the lower passage cross section of the central. Flow shaft radially outward channels emanate from this, which lead to in the outer circumferential area the disk-shaped missile arranged openings lead.

, Vorzugsweise führt hierbei ein Teil der radial nach auswärts gerichteten Kanäle zu an sich bekannten, im Außenumfangsbereich des Flugkörpers angeordneten, verschließbaren Schächten, die den Flugkörper von oben nach unten durchsetzen. Solche bekannten, vertikalen Schächte haben den Zweck, daß beim Steigflug oder auch beim Sinkflug, z. B. nach dem Senkrechtstart oder vor dem Landen, die sich oberhalb oder unterhalb des Flugkörpers stauende Luft in der einen oder anderen Richtung durch die Schächte hindurchströmen kann und dadurch nicht insgesamt den sowohl für den Widerstand als auch für die Stabilisierung des Flugkörpers ungünstigen Weg um die Außenkante des Flugkörpers herum nehmen muß. In this case, a part of the radially outwardly directed channels preferably leads to lockable shafts which are known per se and which are arranged in the outer circumferential region of the missile and penetrate the missile from top to bottom. Such known, vertical shafts have the purpose that when climbing or descending, for. B. after the vertical take-off or before landing, the air stagnating above or below the missile can flow in one direction or the other through the shafts and thus not overall the path around which is unfavorable both for the resistance and for the stabilization of the missile Outer edge of the missile must take around.

Der andere Teil der radial nach auswärts gerichteten Kanäle führt zu im wesentlichen horizontal gerichteten Austrittsdüsen. Infolge der von diesen Dü- sen erzeugten, sternförmig aus dem Flugkörper austretenden Stützstrahlen wird eine weitere zusätzliche Stabiliserungswirkung erzielt. Je nachdem, aus welchen Düsen Gasstrom ausbläst, ist die Flugrichtung bestimmt.The other part of the radially outwardly directed channels lead to outlet nozzles which are directed essentially horizontally. As a result of the support jets that are generated by these nozzles and emerge from the missile in a star shape, a further additional stabilizing effect is achieved. The direction of flight is determined depending on the nozzles from which the gas flow is blown.

Nach einem weiteren Merkmal im Rahmen der Erfindung zweigen die zu den im Außenumfangsbereich angeordneten Schächten führenden Kanäle oberhalb der zu den Austrittsdüsen führenden Kanäle von dem zentralen Strömungsschacht ab. Die im Außenumfangsbereich angeordneten Schächte sind vorteilhaft im Bereich ihrer oberen und unteren öffnungen einzeln, gruppenweise oder gemeinsam mittels Schieber verschließbar.According to a further feature within the scope of the invention, the branch to the ducts leading to the ducts arranged in the outer circumference area above the Channels leading to the outlet nozzles from the central flow shaft. the Shafts arranged in the outer circumference area are advantageous in the area of their upper ones and lower openings can be closed individually, in groups or together using a slide.

In vorteilhafter Weise besteht die die Durchtrittsöffnung des Strömungsschachtes verändernde Blende aus einzelnen, radial angeordneten verschiebbaren Lamellen. Um beim Schließen der Blende eine düsenartige Wirkung zu erzielen, steht nach einem weiteren Merkmal im Rahmen der Erfindung die Blende bei verkleinerter Öffnung trichterartig unter dem Strömungssehacht vor.In an advantageous manner, there is the passage opening of the flow shaft Changing diaphragm made of individual, radially arranged, slidable slats. Around to achieve a nozzle-like effect when closing the aperture, is after a Another feature within the scope of the invention, the aperture funnel-like with a reduced opening under the flow shaft.

Durch die erfindungsgemäße Anordnung der radialen Kanäle wird erreicht, daß der ün zentralen Strömungssehacht erzeugte Gasstrom ganz oder teilweise durch die radialen Kanäle in den Außenumfangsbereich des Flugkörpers geleitet wird, indem der zentrale Strömungsschacht ganz oder teilweise mit Hilfe der Blende geschlossen wird. Werden gleichzeitig die im Außenumfangsbereich angeordneten Schächte oben gesperrt, unten jedoch ganz oder teilweise geöffnet, so entstehen an den äußeren Schächten zusätzliche, vertikale Hubstrahlen, die den Flugkörper im Bereich seines Außenrandes, d. h. mit großen Hebelarmen zur Mittelachse des Flugkörpers, abstützen und dadurch stabilisieren.The inventive arrangement of the radial ducts ensures that the gas flow generated in the central flow duct is wholly or partially guided through the radial ducts into the outer circumferential area of the missile, in that the central flow duct is completely or partially closed with the aid of the diaphragm. If, at the same time, the shafts arranged in the outer circumference area are blocked at the top, but completely or partially opened at the bottom, then additional, vertical lift beams are created at the outer shafts, which move the missile in the area of its outer edge, i. H. with large lever arms to the center axis of the missile, support and thereby stabilize.

Während der Horizontalflugpfiase können die im Außenumfangsbereich angeordneten Schächte oben und unten voll geschlossen sein. Mit der Möglichkeit, die Schächte einzeln oder gruppenweise oben oder unten zu öffnen, lassen sich die Schächte in Verbindung mit den radialen Kanälen zu Steuer- bzw. Manövrierzwecken verwenden. Der zentrale Hubstrahl kann hierbei ohne weiteres mittels der vorgesehenenBlende gedrosselt werden, da in derHorizontalflugphase nicht die volle Hubleistung notwendig ist.During the horizontal flight path, the in the outer perimeter area arranged shafts must be fully closed at the top and bottom. With the possibility, to open the shafts individually or in groups at the top or bottom, the Shafts in connection with the radial channels for control and maneuvering purposes use. The central lifting beam can easily be achieved by means of the diaphragm provided be throttled, as the full lifting capacity is not necessary in the horizontal flight phase is.

Eine weitere vorteilhafte Ausbildung des Flugkörpers wird dadurch erzielt, daß auf der Unterseite seines Außenumfanges eine schräg einwärts und abwärts gerichtete, sich ringsum erstreckende, gegebenenfalls einziehbare Staukante vorgesehen ist. Durch die Staukante wird erreicht, daß vor allem in der Landephase das unter dem Flugkörper erzeugte Luftkissen an einem zu schnellen Ausweichen gehindert wird, wodurch die Stabilisierung unterstützt wird.A further advantageous embodiment of the missile is thereby achieved that on the underside of its outer circumference an oblique inward and downward directed, all around extending, optionally retractable storage edge provided is. The damming edge ensures that, especially in the landing phase, the under air cushions generated by the missile are prevented from evading too quickly, whereby the stabilization is supported.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt, und zwar zeigt F i g. 1 eine teilweise geschnittene Seitenansicht des Flugkörpers, F i g. 2 eine teilweise Draufsicht auf den Flugkörper und F i g. 3 eine Teilansicht des Flugkörpers von unten. Der scheibenförmige Flugkörper 4, der gleichzeitig auch die Tragfläche bildet, ist mit einer über ihm liegenden Sichtkuppel 5 und einem zentralen, den scheibenförmigen Flugkörper 4 durchsetzenden Strömungsschacht 6 versehen. Der Strömungsschacht, in dem sich der rückstoßerzeugende, in der Zeichnung nicht dargestellte Antrieb befindet, ist von oben nach unten verjüngt, so daß die nach unten ausströmenden Gase eine Verdichtung erfahren. Zum Drosseln oder Absperren der aus dem Strömungsschacht austretenden Gase, insbesondere auch zur Erzielung einer erhöhten oder verringerten Verdichtung der Gase, dient eine Blende 7, die sich im Bereich des unteren Randes des Strömungsschachtes 6 befindet und durch deren Verstellen die untere Schachtöffnung gleichmäßig verändert werden kann. Diese Blende 7 besteht aus einzelnen, radial angeordneten verschiebbaren Lamellen, die bei großer Blendenöffnung in den Flugkörper hinein ausweichen. Die Blende 7 steht bei verkleinerter Blendenöffnung- trichterartig unter dem Rand des Strömungsschachtes 6 vor. . In the drawing, an embodiment of the invention is shown, namely FIG. 1 is a partially sectioned side view of the missile, FIG. 2 is a partial plan view of the missile; and FIG. 3 is a partial view of the missile from below. The disk-shaped missile 4, which at the same time also forms the wing, is provided with a viewing dome 5 located above it and a central flow duct 6 penetrating the disk-shaped missile 4. The flow shaft, in which the recoil-generating drive, not shown in the drawing, is located, is tapered from top to bottom, so that the gases flowing downward are compressed. To throttle or shut off the gases emerging from the flow duct, in particular to achieve increased or reduced compression of the gases, a diaphragm 7 is used, which is located in the area of the lower edge of the flow duct 6 and by adjusting the lower duct opening can be changed evenly . This diaphragm 7 consists of individual, radially arranged, displaceable lamellae which, when the diaphragm opening is large, move into the missile. When the aperture opening is reduced, the diaphragm 7 protrudes like a funnel under the edge of the flow duct 6 . .

Konzentrisch um den zentralen Strömungsschacht 6 herum sind im Außenumfangsbereich des Flugkörpers weitere Schächte 8 angeordnet, die etwa parallel zum Strömungsschacht 6 gerichtet sind. Sie stehen mit dem Strömungsschacht 6 durch radiale Kanäle 9 in Verbindung und sind im Bereich ihrer oberen und unteren öffnungen mittels Schieber 10 und 11 verschließbar.Concentrically around the central flow duct 6 , further ducts 8 are arranged in the outer circumferential area of the missile, which are directed approximately parallel to the flow duct 6 . They are connected to the flow duct 6 through radial channels 9 and can be closed in the area of their upper and lower openings by means of slides 10 and 11 .

Weiterhin ist der zentrale Strömungsschacht über radial verlaufende Kanäle 12 mit an der Unterseite des Flugkörpers angeordneten, im wesentlichen horizontal ausgerichteten Düsen 13 verbunden, deren Auswahl die Flugrichtung bestimmt.Furthermore, the central flow duct is connected via radially extending channels 12 to essentially horizontally aligned nozzles 13 which are arranged on the underside of the missile and whose selection determines the direction of flight.

Im Bereich seines äußeren Umfangsrandes 15 ist der Flugkörper mit einer schräg einwärts und abwärts gerichteten, von der Unterseite des Flugkörpers abstehenden, sich ringsum erstreckenden Staukante 16 versehen.In the area of its outer circumferential edge 15 , the missile is provided with an inwardly and downwardly directed damming edge 16 projecting from the underside of the missile and extending all around.

Claims

Claims: 1. Disc-shaped missile with recoil drive and a missile penetrating, the recoil generating drive receiving central flow duct and the lower passage cross section of the duct changing adjustable diaphragm, d a d urc b characterized that in front of the lower passage cross section of the central flow shaft (6) of radially outwardly directed channels (9, 12) lead to openings (shafts 8, nozzles 13) arranged in the outer circumferential area of the disk-shaped missile.

2. Missile according to claim 1, characterized in that a part of the radially outwardly directed channels (9) leads to known, in the outer peripheral region of the missile arranged closable shafts (8) which penetrate the missile from top to bottom. 3. Missile according to claim 1, characterized in that the other part of the radially outwardly directed channels (12) leads to substantially horizontally directed outlet nozzles (13) . 4. Missile according to claims 2 and 3, characterized in that the ducts (9) leading to the ducts (8) arranged in the outer circumference region branch off from the central flow duct (6) above the ducts (12) leading to the outlet nozzles ( 13) . 5. Missile according to claims 1 and 2, characterized in that the shafts (8) arranged in the outer circumferential region can be closed individually, in groups or together by means of slides (10, 11) in the region of their upper and lower openings. 6. Missile according to claim 1, characterized in that the aperture of the flow duct (6) changing diaphragm (7) consists of individual, radially arranged displaceable lamellae. 7. Missile according to claims 1 and 6, characterized in that the aperture (7) protrudes in a funnel-like manner below the flow duct (6) when the opening is reduced. 8. A missile according to claim 1, characterized in that on the underside of its outer circumference (15) an obliquely inwardly and downwardly directed, all around extending, optionally retractable damming edge (16) is provided. Documents considered: French Patent Nos. 715 750, 1108 587; USA. Patent Nos. 2,567 392.2 843,338, the 2,997,254th