DE19953701C2 - Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit.

Die Druck- und Temperaturverminderung auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit mit Hilfe eines Dorns bzw. "Spike" oder "Aerospike" wird bereits seit etwa dreißig Jahren angewandt. Hierüber gibt es zahlreiche Veröffentlichungen. Ein bekanntes Beispiel für eine Anwendung ist die Lockheed-Martin TRIDENT, eine Langstreckenrakete, die von U-Booten abgeschossen wird.

Aus AIAA 95-0737 ist es bekannt, an der Spitze des Aerospike einen tellerförmigen Aufsatz, auch "Aerodisk" genannt, mit etwa dem dreifachen Durchmesser des Stabes vorzusehen, um bei konstanter Stablänge für einen großen Geschwindigkeitsbereich den gewünschten Effekt zu erzielen.

Bis jetzt war es jedoch nicht möglich, mit solchen Flugkörpern mit hoher Überschallgeschwindigkeit bzw. -Machzahl bei größeren Anstellwinkeln von ca. 10° ohne sehr großen Widerstand und ohne die volle Stautemperatur zu fliegen. Dadurch wird dann die Manövrierfähigkeit eines Flugkörpers stark eingeschränkt.

Es ist das Ziel der Erfindung, eine Anordnung zu schaffen, die nicht nur für einen breiten Geschwindigkeitsbereich, sondern auch für größere Anstellwinkel den empfindlichen Dom des Flugkörpers vor schädlichen Druck- und Temperatureinwirkungen schützt.

Dies wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß ein Aerospike mit einem kugel-, ellipsopid- oder tropfenförmigen Aufsatz am vorderen Ende verwendet wird.

Die Ablösung der Strömung an einem solchen Körper, wie generell dessen Umströmung, ist vom Anstellwinkel unabhängig. Das trifft dann auch weitgehendst auf deren Wirkung auf die nachfolgende Umströmung des Aerospike und damit auf die Wirkung der Strömung, die auf die Vorderseite des Flugkörpers gerichtet ist, zu.

Es wird dadurch möglich, Flugkörper zu erstellen, die bei hoher Überschallgeschwindigkeit eine hohe Manövrierfähigkeit besitzen, ohne daß auf die Vorderseite extrem hohe Druck- und Temperaturwerte einwirken. Der Widerstand und damit der Schubbedarf eines solchen Flugkörpers wird bei Anwendung der Erfindung ebenfalls stark herabgesetzt, wodurch die Reichweite bzw. die Flugdauer eines solchen Flugkörpers entsprechend erhöht wird.

Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der Beschreibung, in der anhand der Zeichnung und von Schlierenbildern die Wirkung erläutert wird. Es zeigen

Fig. 1 schematisch die erfindungsgemäße Anordnung,

Fig. 2a schematisch eine Variante des verwendeten Spike-Aufsatzes in Ellipsoid-Form,

Fig. 2b schematisch eine Variante des verwendeten Spike-Aufsatzes in Tropfen-Form,

Fig. 3a die Strömung um den Spike mit herkömmlichem Teller bei 0° Anstellwinkel,

Fig. 3b die Strömung um den Spike mit dem erfindungsgemäßen Aufsatz bei 0° Anstellwinkel,

Fig. 4a die Strömung um den Spike mit herkömmlichem Teller bei 10° Anstellwinkel, und

Fig. 4b die Strömung um den Spike mit dem erfindungsgemäßen Aufsatz bei 10° Anstellwinkel.

Fig. 1 zeigt schematisch eine Anordnung gemäß der Erfindung. An der Spitze eines Flugkörpers 1 ist ein halbkugelförmiger Dom 2 angebracht, der in einen Aerospike übergeht, der aus einem Stab 3 und einem Aufsatz 4 besteht. Letzterer ist gemäß der Erfindung zumindest annähernd kugelförmig ausgebildet. Er kann aber gemäß Fig. 2 bzw. 2a auch ellipsoid- oder tropfenförmig sein. Konstruktive Einzelheiten und grundsätzliche Wirkungsweise eines Aerospikes sind beispielsweise in der eingangs genannten Veröffentlichung beschrieben.

Die Beschreibung der erfindungsgemäßen Ausführung und deren Unterschiede zum Stand der Technik erfolgt an Hand der als Fig. 3a, 3b, 4a und 4b beigefügten Differentialinterferogramme. Diese Methode verwendet Wollastonprismen. Lichtstrahlen, die unter 45° zur optischen Achse des ersten Wollastonprisma polarisiert sind oder die eine zirkulare Polarisation besitzen, werden in zwei kohärenten Teilstrahlen gleicher Intensität aufgespalten, und zwar senkrecht zueinander polarisiert. Die Teilstrahlen gehen auf getrennten Wegen durch das Phasenobjekt und werden danach in einem zweiten Wollastonprisma wieder zusammengeführt und in der Bildebene nach Durchgang durch einen Polarisator zur Interferenz gebracht. Es werden durch diese Methode Dichtegradienten, also Gradienten optischer Wege in der Gasströmung sichtbar gemacht. Die Differenzialinterferometrie ist eine einfache Methode, die zu quantitativ auswertbaren Bildern führt und bereits zur klassischen optischen Strömungsmeßtechnik gehört. Sie ist in der einschlägigen Literatur und den Handbüchern über optische Meßverfahren beschrieben und bedarf hier keiner weiteren Erläuterung.

Bei den in den Bildern dargestellten Anordnungen weist der Flugkörper einen Durchmesser d1 von etwa 70 mm auf; der Durchmesser d2 des Stabes ist etwa 5 mm und dessen Länge 12 etwa 45 mm. Der Durchmesser d4 des kugelförmigen Aufsatzes beträgt etwa 17,5 mm.

Bei Bild 3a ist die Strömung um den Spike mit einem Teller bzw. Aerodisk nach dem Stand der Technik und bei Bild 3b mit einer Kugel nach der Erfindung dargestellt, und zwar in beiden Fällen bei 0° Anstellwinkel. Ein Unterschied im Verhalten der Strömung ist hier nicht zu erkennen, abgesehen von der lokalen Expansion und Ablösung am Tellerrand nach Bild 3a, die aber auf das weitere Verhalten der Strömung keinen Einfluß hat. In beiden Fällen tritt etwa auf 2/3 der Stablänge vom Teller bzw. von der Kugel gemessen eine Ablösung der Strömung auf. Die abgelöste Strömung vermischt sich mit der hinteren Strömung, die vom Verdichtungsstoß erzeugt wird, der vom Teller bzw. der Kugel ausgeht. Diese Strömung bewirkt die beabsichtigte Verminderung des Druckes und der Temperatur auf dem Halbkugeldom. Die abgelöste Strömung ist durch die gut sichtbaren Dichteschwankungen deutlich zu erkennen.

In den Bildern 4a und 4b ist die Strömung mit der gleichen Machzahl, aber jetzt unter einem Anstellwinkel von 10° um den Spike mit gleicher Länge mit einem Teller bzw. mit einer Kugel mit gleichem Durchmesser dargestellt. Jetzt ist für den Teller nach Bild 4a und die Kugel nach Bild 4b ein deutlicher Unterschied in der Umströmung sichtbar. In beiden Fällen tritt jetzt sofort eine Ablösung auf. Während aber beim herkömmlichen Teller nach Bild 4a die abgelöste Strömung fast ganz zur Leeseite (Abwindseite) verdrängt wird und zur Luvseite (Anwindseite) größtenteils die volle Außenströmung auf den Halbkugeldom auftritt, was an den Machschen Linien erkennbar ist, und dort zu entsprechenden Temperatur- und Druckerhöhungen führt, ist bei der erfindungsgemäßen Kugel nach Bild 4b ein ganz anderes Verhalten der Strömung erkennbar.

Zunächst tritt hier erwartungsgemäß ein Verdichtungsstoß auf, der aber sofort durch einen Verdünnungsfächer abgeschwächt wird. Hinter dem Verdünnungsfächer tritt an der Kugel eine Ablösung ein. Diese abgelöste Strömung vermischt sich mit der Strömung hinter dem Verdünnungsfächer und tritt sowohl auf der Luv- als auch auf der Leeseite auf, wohin sie dann ebenfalls abgedrängt wird. Aber der gesamte Halbkugeldom bleibt von ihr beaufschlagt und wird praktisch gänzlich einer Reduzierung des Druckes und damit des Widerstandes und der Temperatur ausgesetzt.

Inzwischen hat sich gezeigt, daß auch bei großen Anstellwinkeln von 17-18° das hier beschriebene Phänomen noch auftritt.

Die gleiche Wirkung wird auch mit ellipsoid- oder tropfenförmigen Körpern an der Spike-Spitze erzielt. Die Erklärung für die geschilderten Phänomene liegt im Wesentlichen darin, daß die Umströmung der Vorderseite eines solchen Körpers vom Anstellwinkel unabhängig ist.

Claims (4)

1. Verfahren zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß mittels eines Spikes (3) mit einem kugel-(4), ellipsopid-(4a) oder tropfenförmigen (4b) Aufsatz am vorderen Ende die Wirkung der auf die Vorderseite (2) des Flugkörpers (1) auftreffenden Luftströmung weitgehend unabhängig vom Anstellwinkel reduziert wird.

2. Vorrichtung zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß ein auf dem Dom (2) des Flugkörpers (1) angebrachter stabförmiger Spike (3) an seinem vorderen Ende einen kugel-(4), ellipsopid-(4a) oder tropfenförmigen (4b) Aufsatz zum Beeinflussen der Luftströmung aufweist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Durchmesser (d4) des Aufsatzes zwischen 15 und 30 Prozent des Durchmessers (d1) des Flugkörpers beträgt.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Durchmesser (d3) des Spike-Stabes zwischen 50 und 20 Prozent des Durchmessers (d4) des Aufsatzes beträgt.