DE19839493C1

DE19839493C1 - Controlling a supersonic flying body to increase efficiency to be achieved while ensuring that drag is not increased, especially during low flight

Info

Publication number: DE19839493C1
Application number: DE1998139493
Authority: DE
Inventors: Friedrich Seiler; Julio Srulijes; Hartmut Lehr; Karl Wieland Naumann
Original assignee: Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL
Current assignee: Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL
Priority date: 1998-08-29
Filing date: 1998-08-29
Publication date: 1999-12-30
Anticipated expiration: 2018-08-30
Also published as: FR2783801B1; FR2783801A1

Abstract

The method involves influencing the flying characteristics of the flying body by influencing the bow shock wave partly enveloping the flying body during supersonic flight. The bow shock wave is spread away from and/or brought closer to the flying body by partial and at least local deformation of the surface of the flying body. An Independent claim is also included for a supersonic flying body.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Beeinflussung des Flugverhaltens eines Über schallflugkörpers bei höherer Überschallgeschwindigkeit bzw. Hyperschallgeschwin digkeit gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie einen Überschallflugkörper zur Durchführung dieses Verfahrens gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 2.The invention relates to a method for influencing the flight behavior of an over acoustic missile at higher supersonic speed or hypersonic velocity digkeit according to the preamble of claim 1 and a supersonic missile Implementation of this method according to the preamble of claim 2.

Die Steuerung eines Flugkörpers in Bodennähe mittels beweglicher Klappen, Spoiler und Ruder ist nur im Unterschallbereich und allenfalls noch in dem der Schallgrenze nahen Überschallbereich möglich. In höherem Überschallbereich oder Hyperschallbe reich ist eine solche Steuerung jedoch einfach zu träge oder erzeugt zu viel Wider stand.The control of a missile near the ground by means of movable flaps, spoilers and rudder is only in the subsonic area and at most still in that of the sound limit near supersonic area possible. In a higher supersonic area or hypersonic area However, such a control system is simply too slow or generates too much opposition was standing.

Um diesem Problem abzuhelfen, hat man bei einem in der DE 38 04 931 C2 gezeigten Flugkörper der eingangs genannten Art versucht, die Kopfwelle, die sich im Über- bzw. Hyperschall um die vordere Spitze des Flugkörpers in nur geringem Abstand herumlegt, örtlich abzuspreizen und dadurch gegenüber der Längsachse des Flug körpers außermittig einen erhöhten Strömungswiderstand zu schaffen, der infolge Querkraftdifferenz die gewünschte Ablenkung des Flugkörpers verursacht. Zu diesem Zweck wird durch eine Öffnung in der Oberfläche des Flugkörpers entweder ein Fluid unter Druck aus der Oberfläche ausgeblasen oder ein Brennstoff ausgespritzt, der durch Abbrennen an der Oberfläche ein Verbrennungspolster erzeugt, das seinerseits etwa infolge seiner Temperatur sich aufbläht und eine örtliche Abspreizung der Kopf welle verursacht. Der Nachteil einer solchen Beeinflussung eines Flugkörpers bzw. eines solchen Flugkörpers liegt darin, daß in den meisten Fällen Brennstoff oder Druckströmungsmittel mitgeführt werden müssen. Auch soweit als Druckströmungs mittel nur die anströmende Luft verwendet wird, erhöht sich doch in jedem Fall der Strömungswiderstand des Flugkörpers nicht unerheblich. Im übrigen verlängert die für das Zünden des Brennstoffs und den Druckaufbau eines Verbrennungsgasdruck polsters erforderliche Zeit in nachteiliger Weise die Ansprechzeit der bekannten Steuerung.To remedy this problem, one has shown in DE 38 04 931 C2 Missiles of the type mentioned at the beginning try to or hypersonic around the front tip of the missile at a short distance spreads around, spreading out locally and thereby with respect to the longitudinal axis of the flight body to create an increased flow resistance off-center, as a result Lateral force difference caused the desired deflection of the missile. To this Purpose is either a fluid through an opening in the surface of the missile blown out of the surface under pressure or a fuel sprayed out, the by burning on the surface creates a burn cushion, which in turn For example, due to its temperature, it puffs up and the head is spread apart wave caused. The disadvantage of influencing a missile or of such a missile is that in most cases fuel or Pressure fluid must be carried. Also as far as pressure flow only the inflowing air is used, but the air in any case increases Flow resistance of the missile is not insignificant. Otherwise the for igniting the fuel and building up pressure of a combustion gas pressure time required adversely affects the response time of the known Control.

Aus der DE 35 03 041 C1 ist ein weiterer Überschallflugkörper mit einer Außenoberflä che und einer Längsachse bekannt. Zur Beeinflussung des Flugverhaltens umfaßt der Überschallflugkörper ein Vorderteil, welches gegenüber dem übrigen Flugkörperge häuse allseitig schwenkbar gelagert ist.DE 35 03 041 C1 is a further supersonic missile with an outer surface che and a longitudinal axis known. To influence flight behavior, the Supersonic missile a front part, which compared to the rest of the missile housing is pivoted on all sides.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, den Strömungswiderstand eines Flugkör pers der eingangs genannten Art, der insbesondere für die bodennahe Verwendung bei Hyperschallgeschwindigkeit bestimmt ist, ganz allgemein nicht zu erhöhen. Insbe sondere aber sollen ein Steuerverfahren und eine Steuerung gefunden werden, das oder die ebenfalls einen geringen Luftwiderstand erbringt und das oder die aber einen wesentlich höheren Wirkungsgrad erzielen und zu dessen Durchführung bzw. deren Betrieb es nicht erforderlich ist, ein Druckströmungsmittel oder einen Brennstoff mit zuführen.The invention has for its object the flow resistance of a missile pers of the type mentioned, in particular for ground-level use is determined at hypersonic speed, generally not to increase. In particular in particular, however, a control method and a control are to be found which or that also provides low air resistance and that or one achieve much higher efficiency and for its implementation or their Operation does not require using a pressurized fluid or a fuel respectively.

Diese Aufgabe wird grundsätzlich durch das Verfahren gemäß Anspruch 1 bzw. den Flugkörper gemäß Anspruch 2 gelöst.This task is fundamentally by the method according to claim 1 or Missile solved according to claim 2.

Erfindungsgemäß wird im Gegensatz zum Stand der Technik die Kopfwelle minde stens örtlich durch Auswölben der Spitzenoberfläche lokal leicht abgespreizt und/oder durch Einbeulen unter Verringerung des Luftwiderstandes an den Flugkörper ange nähert. Hierbei ist es grundsätzlich möglich, die Lage der Kopfwelle an mehreren, symmetrisch um die Längsachse des Flugkörpers verteilten Stellen abzuspreizen und/oder anzulegen. Der Luftwiderstand wird bei Einbeulung der Oberfläche verrin gert, bei Auswölbung leicht vergrößert. Insgesamt ändert er sich nur unwesentlich. Ein besonderer Vorteil liegt darin, daß nicht mehr wie beim oben erwähnten Stand der Technik Brennstoff aus dem Flugkörper ausgespritzt wird. Dieser Brennstoff benötigt nämlich einen gewissen Zeitraum, um zu zünden und ein Verbrennungsgaspolster zu bilden, während die Wirkung infolge des erfindungsgemäßen Verfahrens unmittelbar auf die Kopfwelle ausgeübt wird, so daß die obige Verzögerung entfällt. Die wesentli chen Vorteile gegenüber dem zuvor genannten Überschallflugkörper mit einem allsei tig schwenkbaren Vorderteil sind die deutlich kleineren bewegten Massen, die gerin gere Steuerkraft, eine schneller ansprechende Steuerung, kleinere und weniger bela stete Lager, einfachere Lager mit weniger Freiheitsgraden und eine feststehende Spit ze (z. B. für Sucher oder Lufteinlaß).According to the invention, in contrast to the prior art, the head wave is at least at least locally, slightly spread out locally by bulging the tip surface and / or by denting while reducing drag on the missile is approaching. It is basically possible to position the head shaft on several Spread out symmetrically around the longitudinal axis of the missile and / or create. The air resistance is reduced when the surface bulges device, slightly enlarged when bulging. Overall, it changes only marginally. A particular advantage lies in the fact that the Technology fuel is sprayed out of the missile. This fuel is needed namely a certain period of time to ignite and a combustion gas cushion too form while the effect due to the inventive method immediately is applied to the head wave so that the above delay is eliminated. The essential Chen advantages over the aforementioned supersonic missile with an all-round The swiveling front part is the much smaller moving mass, the smaller less steering power, faster responsive control, smaller and less loaded constant bearings, simpler bearings with less degrees of freedom and a fixed spit ze (e.g. for viewfinder or air intake).

Die bauliche Realisierung dieses erfindungsgemäßen Verfahrens ist auf vielerlei Wei se denkbar; so könnte etwa die gesamte Nase des Rumpfes des Flugkörpers, und/oder die Profilnase seiner Trag- und/oder Leitflächen einen Segmentaufbau auf weisen, wobei die einzelnen Segmente angestellt und/oder abgesenkt werden können, um die Kopfwelle an diesen Segmenten abzuspreizen und/oder anzulegen.The construction of this method according to the invention is in many ways conceivable; for example, the entire nose of the missile’s fuselage, and / or the profile nose of its wings and / or guide surfaces has a segment structure point, whereby the individual segments can be turned on and / or lowered, to spread and / or apply the head wave to these segments.

Hierbei werden die als bewegliche Oberflächenteile ausgebildeten Segmente in der Außenoberfläche unter der Kopfwelle durch einen Stellmechanismus bewegt, der mit tels hochgespannter Stauluft gesteuert wird. Die Luftkraft, die auf die Außenseite der beweglichen Oberflächenteile wirkt, ist dem Staudruck in etwa proportional, so daß unabhängig von Flughöhe und Geschwindigkeit stets das richtige Maß an Antriebse nergie zur Verfügung steht. Ferner ist die Stauluft an der Spitze leicht verfügbar. Nur ein Minimum an Stellenergie muß gespeichert, verschossen und mitgenommen wer den.Here, the segments designed as movable surface parts in the Outer surface under the head shaft is moved by an adjusting mechanism that works with is controlled by high-pressure ram air. The air force on the outside of the Moving surface parts acts, is approximately proportional to the dynamic pressure, so that Always the right level of propulsion regardless of altitude and speed energy is available. Furthermore, the ram air is easily available at the top. Just a minimum of energy needs to be stored, fired and taken away the.

Die Stellglieder können in all jenen Bereichen liegen, in denen der Abstand zur sich bei der Geschwindigkeit des Flugkörpers einstellenden Kopfwelle nicht so groß ist, daß sich die erfindungsgemäße Verstellung der Stellglieder nicht mehr hinlänglich auf die Lage der Kopfwelle auswirken kann. Die Stellfläche oder -flächen liegt bzw. liegen somit bevorzugt im Bereich der Profilnase oder hinter einer eine Kopfwelle auslösen den Ausbildung der Außenoberfläche, etwa der Wurzel eines Leitwerks, dessen Profil nase gegenüber der Kopfwelle zurückweicht. Gedacht wird an Konus-Leitwerke oder Abwandlungen davon.The actuators can be located in all those areas in which the distance to themselves at the velocity of the missile adjusting head wave is not so great that the adjustment of the actuators according to the invention is no longer sufficient the position of the head wave can affect. The floor space or surfaces is or lie thus preferably trigger a head wave in the area of the profile nose or behind one the formation of the outer surface, such as the root of an empennage, its profile nose backs away from the head wave. One thinks of cone tails or Variations of it.

Es können mehrere Stellglieder vorgesehen sein, die bevorzugt symmetrisch zur Längsachse mit gleichen Winkelabständen angeordnet sind, und zwar bevorzugt in der Nase des Flugkörpers und/oder in jeder der Leitwerksflächen. Es kann aber auch unter Umständen nur ein einziges außermittiges Stellglied vorgesehen sein, das zum Steuern des Flugkörpers ausreicht, wenn dieser um seine Längsachse rotiert.Several actuators can be provided, which are preferably symmetrical to the Longitudinal axis are arranged at equal angular distances, and preferably in the nose of the missile and / or in each of the tail surfaces. But it can also under certain circumstances only a single eccentric actuator can be provided, which for Controlling the missile is sufficient if it rotates about its longitudinal axis.

Bevorzugt ist die oder jede Stellfläche zur Veränderung der Außenkontur des Flug körpers einzeln beweglich, so daß wahlweise durch das ihm zugeordnete Oberflä chensegment die Kopfwelle angespreizt oder angelegt werden kann.The or each footprint is preferred for changing the outer contour of the flight body individually movable, so that optionally through the assigned surface chensegment the head wave can be spread or applied.

Diese Bewegung kann jeweils bevorzugt mechanisch durch Drehteile oder Hebel er folgen, die weiter bevorzugt elektromagnetisch, pneumatisch, pyrotechnisch oder hy draulisch angetrieben sind. Druckluft unter der Stelloberfläche kann ebenfalls zur Oberflächenänderung der Stellglieder zur Anwendung kommen, die durch Schieber oder Ventile reguliert wird und die ebenso bevorzugt elektromagnetisch, pneumatisch, pyrotechnisch oder hydraulisch angetrieben sind.This movement can preferably mechanically by rotating parts or levers follow, which is more preferably electromagnetic, pneumatic, pyrotechnic or hy are drastically driven. Compressed air under the surface can also be used Surface changes of the actuators are used by slide or valves is regulated and which is also preferably electromagnetic, pneumatic, are pyrotechnically or hydraulically driven.

Bevorzugt wird das Stellglied abgesenkt, das auf der Seite der Längsachse liegt, zu der der Flugkörper hin abgelenkt werden soll, um den Luftwiderstand des mit Hyper schallgeschwindigkeit fliegenden Flugkörpers beim Steuern insgesamt zu verringern, wodurch auch eine Verbesserung des Flugverhaltens durch mindestens örtliche Min derung des Luftwiderstandes erzielbar ist.The actuator which lies on the side of the longitudinal axis is preferably lowered the missile is to be deflected to the air resistance of the hyper to reduce the sound velocity of the flying missile when controlling it overall, which also improves flight behavior by at least local min change in air resistance can be achieved.

Soweit beim Steuern der gesamte Luftwiderstand des Flugkörpers gemindert werden soll, ist der Steuervorgang bevorzugt nur durch Absenken der Stellglieder einzuleiten.To the extent that the total air resistance of the missile is reduced during control the control process should preferably only be initiated by lowering the actuators.

Es ist aber ebensogut auch möglich, mehrere, symmetrisch angeordnete Stellglieder vorzusehen, die beim Geradeausflug ständig abgesenkt sind. Bei einem Lenkvorgang wird jene Stellfläche angestellt bzw. angehoben, die auf der von der gewünschten Ablenkung abgewandten Seite der Längsachse angeordnet ist.However, it is equally possible to have several, symmetrically arranged actuators to be provided, which are constantly lowered during straight flight. When steering the floor space that is on or above that of the desired Deflection facing side of the longitudinal axis is arranged.

Schließlich ist es auch möglich, eine Reihe von symmetrisch angeordneten Stellglie dern vorzusehen, die auch alle gleichzeitig angestellt bzw. abgesenkt werden können, um den Luftwiderstand insgesamt zu erhöhen bzw. zu mindern und dadurch die Dauer der Flugzeit des Flugkörpers zu beeinflussen, was eine axiale Steuerung bewirkt. Un symmetrisches An- und/oder Absenken der Stellglieder resultiert in einer bevorzugt radialen Steuerkomponente.Finally, it is also possible to use a series of symmetrically arranged actuators to be provided, which can all be switched on or lowered at the same time, to increase or decrease the overall air resistance and thereby the duration to influence the flight time of the missile, which causes an axial control. Un symmetrical raising and / or lowering of the actuators results in a preferred radial control component.

Der Gegenstand der Erfindung wird anhand der beigefügten, schematischen Zeich nung beispielsweise noch näher erläutert; in dieser zeigt:The object of the invention is based on the accompanying schematic drawing voltage explained for example; in this shows:

Fig. 1 einen erfindungsgemäßen Flugkörper im Längsschnitt und in stark schemati sierter Darstellung, beim Flug mit Hyperschallgeschwindigkeit und im Gerade ausflug,
a) den Flugkörper mit betätigter Steuerung durch Absenken der Stelloberflä che und
b) den Flugkörper mit betätigter Steuerung durch Anstellen der Stelloberflä che; FIG. 1 tour a missile according to the invention in longitudinal section and in highly schemati lized representation, in flight at hypersonic speed and in straight,
a) the missile with actuated control by lowering the Stelloberflä surface and
b) the missile with actuated control by turning the Stelloberflä surface;

Fig. 2 eine mögliche Segmentierung der Oberflächenkontur in sternförmige Kreis segmente; Fig. 2 shows a possible segmentation of the surface contour segments in star-shaped circuit;

Fig. 3 die mögliche, beispielhafte Absenkung bzw. Anstellung der Kreissegmente; FIG. 3 shows the possible exemplary lowering or adjustment of the circle segments;

Fig. 4 eine vorteilhafte Segmentierung in Balkensegmente; Fig. 4 shows an advantageous segmentation into bar segments;

Fig. 5 einen weiteren Flugkörper im Längsschnitt; Fig. 5 shows a further missile in longitudinal section;

Fig. 6 den in Fig. 5 gezeigten Flugkörper im Querschnitt; wobei die obere Hälfte einen Schnitt nahe der in Fig. 5 gezeigten Stange 31 und wobei die untere Hälfte ei nen Schnitt in Höhe der in Fig. 5 gezeigten Ventilkugeln 51 und 52 zeigt; FIG. 6 shows the missile shown in FIG. 5 in cross section; the upper half shows a section near the rod 31 shown in FIG. 5 and the lower half shows a section at the level of the valve balls 51 and 52 shown in FIG. 5;

Fig. 7 den in Fig. 5 gezeigten Flugkörper, wiederum im Längsschnitt, jedoch diesmal mit betätigter Steuerung. FIG. 7 shows the missile shown in FIG. 5, again in longitudinal section, but this time with the control actuated.

In der Zeichnung von Fig. 1a und Fig. 1b ist im Längsschnitt ein Kegel dargestellt, der schematisch die Spitze eines Flugkörpers 305 veranschaulichen soll.In the drawing of Fig. 1a and Fig. 1b in longitudinal section of a cone is shown, which is intended to schematically illustrate the top of a flight body 305.

Ein tatsächlicher Flugkörper, etwa ein Wuchtgeschoß, ist jedoch beträchtlich länger als dieser Kegel. However, an actual missile, such as a balancing projectile, is considerably longer than this cone.

Der Flugkörper 305 ist zu seiner Längsachse 306 rotationssymmetrisch ausgebildet und weist eine Außenoberfläche 302 auf, die von einer spitz zulaufenden Mantelfläche und einer ebenen Heckfläche gebildet ist.The missile 305 is rotationally symmetrical with respect to its longitudinal axis 306 and has an outer surface 302 which is formed by a tapered lateral surface and a flat aft surface.

In der Zeichnung von Fig. 1a und Fig. 1b wird der Fall dargestellt, in welchem sich der Flugkörper im Flug befindet, also von links nach rechts in Richtung der Längsachse 306 von der Umgebungsluft angeströmt wird.In the drawing of FIG. 1a and FIG. 1b, the case is shown, in which the missile in flight is located, that is, from left to right in the direction of the longitudinal axis is flown 306 of the ambient air.

Da die Anströmung mit Überschallgeschwindigkeit bzw. Hyperschall erfolgt, bildet sich an der Spitze des kegeligen Flugkörpers eine Kopfwelle 301, die ihrerseits kegelig verläuft und einen Scheitelwinkel aufweist, der in Abhängigkeit von der Anströmge schwindigkeit nur wenig größer ist als der Scheitelwinkel des kegeligen Flugkör pers 305.Since the inflow takes place at supersonic speed or hypersonic, a top wave 301 is formed at the tip of the conical missile, which in turn is tapered and has an apex angle which, depending on the flow velocity, is only slightly greater than the apex angle of the conical missile 305 .

Fig. 1 zeigt das physikalische Prinzip der Erfindung. Die Oberfläche oder Körperkon tur 302 des Flugkörpers 305 ist definiert verformbar. Die Lage der Kopfwette 301 wird durch z. B. Absenken einer Stellfläche 303 der Körperkontur 302 in diesem Bereich gegenüber deren Ausgangslage verändert (Fig. 1a). Zur Vermeidung eines Absatzes vergrößert sich die beaufschlagte Stellfläche 303. Die Kopfwelle 301 liegt in diesem Fall näher am Körper an und der Gasdruck auf das abgesenkte Oberflächensegment nimmt relativ stärker ab, als sich die Oberfläche vergrößert. Bei Anstellung gemäß Fig. 1b erhöht sich der Gasdruck auf den angestellten Körperteil. Die Kante von der Kör perkontur 302 und der Stellfläche 303 ist strömungsmechanisch unbedenklich. Fig. 1 shows the physical principle of the invention. The surface or body contour 302 of the missile 305 is deformable in a defined manner. The location of the head bet 301 is determined by e.g. B. Lowering a footprint 303 of the body contour 302 changed in this area compared to the starting position ( Fig. 1a). In order to avoid a step, the footprint 303 that is acted upon increases. In this case, the head wave 301 lies closer to the body and the gas pressure on the lowered surface segment decreases relatively more than the surface area increases. When employed according to FIG. 1b, the gas pressure on the employed body part increases. The edge of the body contour 302 and the footprint 303 is fluid mechanically harmless.

Die Richtung der Kraftwirkung 304 bei Absenken einer Stellfläche 303 der Körperkon tur 302 verdeutlicht Fig. 1a. Eine Anstellung einer Stellfläche 303 der Kontur 302 ergibt eine umgekehrte Kraftwirkung, siehe Fig. 1b.The direction of the force effect 304 when lowering a footprint 303 of the body structure 302 illustrates FIG. 1a. An adjustment of a footprint 303 of the contour 302 results in a reverse force effect, see Fig. 1b.

Die Nase des Flugkörpers (Rückansicht siehe Fig. 2) kann in Kreissegmente 307 un terteilt werden. Jedes dieser Segmente kann bei entsprechender Ausführung unab hängig von den anderen gegenüber der Normallage angestellt oder abgesenkt wer den; auch die gleichzeitige Absenkung und/oder Anstellung mehrerer Segmente ist möglich. Fig. 3a zeigt z. B. die Außenkontur bei Absenkung eines der Körpersegmen te, Fig. 3b bei in gleiche Richtung zeigende Kraftwirkung durch Absenkung und An stellung.The nose of the missile (rear view see Fig. 2) can be divided into circular segments 307 un. Each of these segments can be set up or lowered independently of the others compared to the normal position if the execution is appropriate; the simultaneous lowering and / or employment of several segments is also possible. Z FIG. 3a. B. the outer contour when lowering one of the Körperegmen te, Fig. 3b with force pointing in the same direction by lowering and on position.

Neben der Kreissegmentierung ist auch eine Einteilung in Balkensegmente möglich, wie Fig. 4 anhand eines Schnittes durch eine Projektilnase verdeutlicht. Die oberflä chenbündig eingepassten Balken 308 können bei entsprechender technischer Aus führung unabhängig voneinander angehoben bzw. abgesenkt werden. Fig. 4b zeigt eine gleichsinnig wirkende Anstellung und Absenkung.In addition to the segmentation of a circle, a division into bar segments is also possible, as illustrated in FIG. 4 with the aid of a section through a projectile nose. The bars 308 , which are flush with the surface, can be raised or lowered independently of one another with the appropriate technical design. Fig. 4b shows a setting and lowering acting in the same direction.

Die Lage der Kopfwelle um Anbauten, z. B. Flossen, Leitwerke etc. kann durch deren Oberflächenverformung an ein- bzw. ausfahrbaren Flossen, bzw. Flossenteilen am Heck eines Projektils unter Beibehaltung einer geschlossenen Kontur beeinflusst werden. Gleichzeitige Stellglieder an Nase und weiteren Anbauten sind möglich.The location of the head shaft around attachments, e.g. B. fins, tails, etc. can by their Surface deformation on retractable or extendable fins or fin parts on Tail of a projectile influenced while maintaining a closed contour become. Simultaneous actuators on the nose and other attachments are possible.

Die Bilder 5 bis 7 stellen eine mögliche Ausführung solch einer Spitze in verschiede nen Schnitten dar. Die beweglichen Oberflächenteile 21 und 22 sowie 23 und 24 sind miteinander beweglich verbunden mittels der Scharniere 25 und 26. Teil 21 ist vorne mittels des Lagers 27 mit der Spitze gelenkig verbunden, Teil 23 mittels des Lagers 28. Die hinteren Lager 29 und 30 erlauben sowohl eine Dreh- als auch eine Längsbewe gung. Im hier gezeigten Fall sind die Scharniere 25 und 26 mittels einer Stange 31 ver bunden, so daß die gegenüberliegenden Oberflächenteile jeweils komplementär aus gelenkt werden. Außerdem muß das Stellsystem nur noch die Differenz der auf die Teile 21 und 22 sowie 23 und 24 wirkenden Luftkraft aufbringen. Es sind jedoch auch Fälle denkbar, in welchen die unabhängige Ansteuerung gegenüberliegender Oberflä chenteile von Vorteil ist; z. B. falls mehr als zwei gegenüberliegende Oberflächenteile zugleich bewegt werden sollen: Bild 6 zeigt deutlich, daß bei eingezogenen Teilen 24 die Teile 124 sowie 224 nicht ebenfalls eingezogen werden können, wohingegen es möglich ist, bei ausgefahrenen Teilen 21 die Teile 121 und 122 sowie 221 und 222 ebenfalls auszufahren und somit die Steuerwirkung zu verstärken. Figures 5 to 7 represent a possible embodiment of such a tip in various cuts. The movable surface parts 21 and 22 as well as 23 and 24 are movably connected to one another by means of the hinges 25 and 26 . Part 21 is articulated at the front by means of the bearing 27 to the tip, part 23 by means of the bearing 28 . The rear bearings 29 and 30 allow both a rotary and a longitudinal movement. In the case shown here, the hinges 25 and 26 are connected ver by means of a rod 31 , so that the opposite surface parts are each deflected complementarily. In addition, the control system only has to apply the difference in the air force acting on the parts 21 and 22 and 23 and 24 . However, there are also conceivable cases in which the independent control of opposing surface parts is advantageous; e.g. B. if more than two opposite surface parts are to be moved at the same time: Figure 6 clearly shows that when parts 24 are retracted, parts 124 and 224 cannot also be retracted, whereas it is possible, when parts 21 are extended, parts 121 and 122 and 221 and 222 also extend and thus increase the tax effect.

Die Stauluft wird durch den zentralen Kanal 11 (z. B. Fig. 5) zum Stellsystem 50 (Fig. 6) geleitet. Der Einheit beweglicher Oberflächenteile 21 und 22 (z. B. Fig. 5) ist ein Ven til 51 zugeordnet, welches bei Bedarf öffnet und die Stauluft aus der Kammer 12 (Fig. 7) durch den Durchlaß 17 in die Kammer 13 strömen läßt, wie Bild 7 zeigt. Durch den Überdruck in Kammer 13 werden die Oberflächenteile 21 und 22 nach außen ge drückt, was die gewünschte Formveränderung der Spitze bewirkt. Mittels der Stange 31 werden die Teile 23 und 24 mitgenommen und zurückgezogen, was den Gesamtef fekt verstärkt. Aus der Kammer 13 entweicht die Stauluft nach hinten durch den Spalt 15, so daß bei der beschriebenen Ausführung kein Stellglied zum Entleeren und kein Aufwand zur Abdichtung der Kammer 13 notwendig sind. Die Ventile 51 und 52, Durchlässe 17 und 18 und Spalte 15 und 16 werden derart gestaltet und dimensioniert, daß die Kammern 13 und 14 stets unter hinreichend großem Druck gehalten werden können.The ram air is passed through the central duct 11 (e.g. FIG. 5) to the actuating system 50 ( FIG. 6). The unit of movable surface parts 21 and 22 (z. B. Fig. 5) is assigned a Ven til 51 , which opens if necessary and allows the ram air from the chamber 12 ( Fig. 7) to flow through the passage 17 into the chamber 13 , as picture 7 shows. Due to the excess pressure in chamber 13 , the surface parts 21 and 22 are pressed outwards, which causes the desired shape change of the tip. By means of the rod 31 , the parts 23 and 24 are taken along and withdrawn, which reinforces the overall effect. The ram air escapes from the chamber 13 to the rear through the gap 15 , so that in the described embodiment no actuator for emptying and no effort for sealing the chamber 13 are necessary. The valves 51 and 52 , passages 17 and 18 and gaps 15 and 16 are designed and dimensioned such that the chambers 13 and 14 can always be kept under sufficiently high pressure.

Grundsätzlich hat die Bauart der Stellglieder keinen Einfluß auf das Funktionsprinzip der beschriebenen Steuerung. Falls die Stauluft genutzt werden soll und nur wenig Energie für Steuerzwecke eingesetzt werden soll, bieten sich Servoventile bekannter Bauarten an. Diese haben jedoch den Nachteil geringerer Öffnungsgeschwindigkeit. Falls die Steuerung sehr schnell ansprechen soll, kann die in den Bildern 5 bis 7 ge zeigte Ausführung mit elektromagnetisch betriebenen Kugelventilen 51 und 52 und staudruckabhängiger Federvorspannung verwendet werden: Die Ventilfedern 53 und 54 sind an der beweglichen Platte 59 gelagert. Diese ist mit dem Kolben 60 verbunden, auf welchen die Stauluft drückt, die mittels des Kanals 55 (Fig. 5) in den Raum 56 ge führt wird. In dem diesem gegenüberliegenden Raum 57 herrscht in etwa Umgebungs druck, weil dieser über den Kanal 58 und weiter über die Kanäle 61 und 62 entlüftet wird. Über die Kanäle 61 und 62 wird auch die durch alle anderen Spalten und Ritzen leckende Stauluft abgeführt, so daß der Aufwand zum Dichten der Ventile 51 und 52 oder des Kolbens 60 sehr gering bleiben kann.In principle, the design of the actuators has no influence on the functional principle of the control described. If the ram air is to be used and only little energy is to be used for control purposes, servo valves of known types are available. However, these have the disadvantage of a lower opening speed. If the control is to very quickly respond to ge in the pictures 5 to 7 showed type with electromagnetically operated ball valves 51 and 52 and dynamic pressure dependent preload can be used: The valve springs 53 and 54 are mounted on the movable plate 59th This is connected to the piston 60 , on which the ram air presses, which leads by means of the channel 55 ( Fig. 5) in the space 56 ge. In the room 57 opposite this, there is approximately ambient pressure because it is vented via the channel 58 and further via the channels 61 and 62 . The ram air leaking through all other gaps and cracks is also discharged via the channels 61 and 62 , so that the effort for sealing the valves 51 and 52 or the piston 60 can remain very low.

Mittels dieser veränderlichen Ventilfedervorspannung kann der elektromagnetische Antrieb der Ventile minimal schwach ausgelegt werden, obwohl der auf die Ventile wirkende Staudruck je nach Flughöhe und Geschwindigkeit um Größenordnungen variieren kann (z. B. v = 2000 m/s bei h = o m MSL: p = 4,5 MPa; v = 1000 m/s bei h = 20 000 m MSL: p = 0,085 MPa).By means of this variable valve spring preload, the electromagnetic The drive of the valves can be designed to be minimally weak, even though that on the valves effective dynamic pressure by orders of magnitude depending on flight altitude and speed can vary (e.g. v = 2000 m / s at h = o m MSL: p = 4.5 MPa; v = 1000 m / s at h = 20,000 m MSL: p = 0.085 MPa).

Falls die Oberflächenteile 23 und 24 nach außen gefahren werden sollen, geschieht dies sinngemäß durch Öffnen des Ventils 52. If the surface parts 23 and 24 are to be moved outwards, this is done analogously by opening the valve 52 .

Es ist möglich, die Lage der Oberflächenteile 21 bis 24 auch mit nur einem Ventil, z. B. 51, zu steuern. In diesem Fall muß mittels geeigneter Maßnahmen sichergestellt werden, daß bei Umgebungsdruck in der Kammer 13 die Oberflächenteile 21 und 22 eingezogen werden und die Oberflächenteile 23 und 24 ausfahren. In Frage kommen z. B. ein gewisser Vordruck in Kammer 14, oder eine Vorspannfeder, ggf. wieder mit staudruckabhängiger Vorspannung. Möglicher Nachteil ist eine möglicherweise gerin gere Steuergeschwindigkeit.It is possible to change the position of the surface parts 21 to 24 with only one valve, e.g. B. 51 to control. In this case, suitable measures must be taken to ensure that the surface parts 21 and 22 are drawn in at ambient pressure in the chamber 13 and that the surface parts 23 and 24 extend. For example, B. a certain form in chamber 14 , or a bias spring, possibly again with back pressure-dependent bias. A possible disadvantage is a possibly lower control speed.

Es kann auch eine Ausführung gewählt werden, bei welcher die Kammern 13 und 14 normalerweise unter Druck stehen, und die Druckänderung mittels gesteuerter Entlüf tung erfolgt.It is also possible to choose an embodiment in which the chambers 13 and 14 are normally under pressure, and the pressure change takes place by means of controlled ventilation.

Es kann vorteilhaft sein, den gesamten Umfang solch einer Projektilspitze mit beweg lichen Oberflächenteilen auszustatten, wie dies Bild 6 zeigt. Die obere Hälfte des Bildes 6 zeigt einen Schnitt nahe der Stange 31, die untere Hälfte einen Schnitt auf Ven tilkugelhöhe. Deutlich zu sehen ist die spezielle Formgebung der beweglichen Ober flächenteile 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222 und 224. Diese stellt sicher, daß die Teile nach innen bewegt werden können und die Kammern 13, 14, 113, 114, 213, 214 seitlich abgeschlossen sind, unabhängig von der Stellung der Oberflächenteile. Die Verbindungsstangen 31, 131, 231 werden hier durch die speziell gestaltete Wand 2 der Stauluftleitung 10 geführt. Selbstverständlich sind andere Anordnungen möglich; dar unter auch solche, die die Stangen 31, 131, 231 um das Rohr 2 herumführen, oder die eine Stauluftführung 2 um die Stangen 31, 131, 231 herum, ggf. mit Verzweigungen, vorsehen.It can be advantageous to equip the entire circumference of such a projectile tip with movable surface parts, as shown in Figure 6. The upper half of Figure 6 shows a section near the rod 31 , the lower half a section at Ven tilkugelhöhe. The special shape of the movable surface parts 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 and 224 is clearly visible. This ensures that the parts can be moved inwards and the chambers 13 , 14 , 113 , 114 , 213 , 214 are laterally closed, regardless of the position of the surface parts. The connecting rods 31 , 131 , 231 are guided here through the specially designed wall 2 of the ram air line 10 . Of course, other arrangements are possible; including those which guide the rods 31 , 131 , 231 around the tube 2 , or which provide a ram air duct 2 around the rods 31 , 131 , 231 , possibly with branches.

Die Mechanik kann wesentlich dadurch vereinfacht werden, daß nur Auswärtsbewe gungen der Oberflächenteile 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222, 224 zugelassen wer den.The mechanics can be significantly simplified in that only outward movements of the surface parts 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 , 224 are allowed to who.

Die Mechanik kann weiterhin vereinfacht werden, indem die Oberflächenteile 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222, 224 von den Aktuatoren direkt angetrieben werden. Dies erfordert allerdings stärkere Aktuatoren, die in den meisten Fällen auch noch überdi mensioniert werden müssen, um dem stärksten möglicherweise auftretenden Druck auf die Oberflächen 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222, 224 gewachsen zu sein. The mechanics can be further simplified by driving the surface parts 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 , 224 directly from the actuators. However, this requires stronger actuators, which in most cases must also be overdimensioned in order to be able to cope with the strongest possible pressure on the surfaces 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 , 224 .

Die Mechanik kann dadurch vereinfacht werden, daß zwischen den beweglichen Ober flächenteilen 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222, 224 Stege mit fester Oberfläche ange ordnet werden. Die Steuerung ist dann weniger effektiv, die Gestaltung der Oberflä chenteile 21, 22, 24, 121, 122, 124, 221, 222, 224 jedoch einfacher.The mechanics can be simplified in that between the movable upper surface parts 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 , 224 webs with a solid surface are arranged. The control is then less effective, but the design of the surface parts 21 , 22 , 24 , 121 , 122 , 124 , 221 , 222 , 224 is simpler.

Das beschriebene Steuerungsprinzip kann mit allen möglichen Bauarten von Aktuato ren betrieben werden.The control principle described can be used with all possible types of actuators be operated.

Es ist auch möglich, die beschriebene Anordnung dahingehend zu verwenden, daß z. B. Ventile oder pneumatische Aktuatoren mittels der Druckdifferenz angetrieben werden, die beim Flug mit nichtverschwindendem Anstellwinkel zwischen Druck- und Sogseite entsteht. Bei geeigneter Auslegung erhält man ein System, welches passiv gesteuert wird, den unvermeidlichen Pendelbewegungen entgegensteuert und diese somit unterdrückt. Diese Art der Unterdrückung der Pendelbewegung kann einer akti ven Steuerung überlagert werden, mit dem Vorteil, daß dann deren Regelschleife we niger aufwendig ausgeführt werden kann.It is also possible to use the arrangement described in that e.g. B. valves or pneumatic actuators driven by the pressure difference be that when flying with non-vanishing angle of attack between pressure and Suction side arises. With a suitable design, you get a system that is passive is controlled, counteracts the inevitable pendulum movements and these thus suppressed. This type of suppression of the pendulum movement can act ven control are superimposed, with the advantage that we then their control loop niger can be carried out complex.

Claims

1. A method for influencing the flight behavior of a supersonic missile by influencing the head wave partially enveloping the missile when flying at supersonic speed, characterized in that the head wave is spread apart and / or approximated by at least partially and at least locally occurring deformation of the surface of the missile.

2. Supersonic missile with an outer surface and a longitudinal axis, which is used to influence its flight behavior with at least one footprint which has the contour of the outer surface and which is located in the area of the missile which is enveloped by a head wave during the flight through the ambient air and with respect to the longitudinal axis , to carry out the method according to claim 1, characterized in that the footprint ( 303 ) is designed as an actuating element, whereby the position of the head shaft ( 301 ) by lowering and / or turning the footprint ( 303 ) in the body contour ( 302 ) in this area is changed compared to their starting position.

3. Missile according to claim 2, characterized in that the shelves ( 303 ) are star-shaped ( 307 ).

4. Missile according to claim 2, characterized in that the shelves ( 303 ) are bar-shaped ( 308 ).

5. Missile according to one of claims 2 to 4, characterized in that the positioning surfaces ( 303 ) lie in the region of the nose of the missile.

6. Missile according to one of claims 2 to 5, with tail surfaces which project beyond the outer surface and each have a front edge pointing in the direction of flight, characterized in that the footprint ( 303 ) lies in the region of the front edge.

7. Missile according to one of claims 2 to 6, characterized in that a number of symmetrically arranged about the longitudinal axis ( 306 ) arranged surfaces ( 303 ) is provided.

8. Missile according to one of claims 2 to 7, characterized by a control device by means of which the footprints ( 303 ) are raised and / or lowered substantially to correct the flight position of the missile ( 305 ).

9. Missile according to one of claims 2 to 8, characterized in that the angle of attack or contact of the footprint ( 303 ) is adjustable.

10. Missile according to one of claims 2 to 9, characterized in that the movement of the shelves ( 303 ) is preferably carried out mechanically by rotating parts, sliding parts or levers.

11. Missile according to one of claims 2 to 10, characterized in that the adjustment is preferably mechanical, pneumatic, pyrotechnic or hydraulic is driven.

12. Missile according to one of claims 2 to 9, characterized in that the movement of the shelves ( 303 ) is preferably carried out by compressed air under the surface.

13. Missile according to one of claims 2 to 12, characterized in that the compressed air adjustment is preferably regulated by sliders or valves that preferably mechanical, electromagnetic, pneumatic, pyrotechnic or are hydraulically driven.