DE2160324A1

DE2160324A1 - Flugkoerper mit entfaltbaren stabilisierungsflaechen

Info

Publication number: DE2160324A1
Application number: DE19712160324
Authority: DE
Inventors: Adolf Dipl Ing Hammer
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1971-12-04
Filing date: 1971-12-04
Publication date: 1973-06-07
Also published as: DE2160324C2; GB1408164A

Description

Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit Eigenantrieb, der zu seiner Stabilisierung entfaltbare, aerodynamische Flächen aufweist.

Das Stabilitätsverhalten eines Flugkörpers während seines Fluges hängt sowohl bei ballistischen als auch bei gelenkten Flugkörpern im wesentlichen von der Lage von Druck- und Schwerpunkt zueinander und der Größe seines Leitwerkes ab.

Die Lage des Druckpunktes eines Flugkörpers ist bei vorgegebener Konfiguration bekanntlich im wesentlichen vom

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Anstellwinkel des Flugkörpers und seiner Fluggeschwindigkeit abhängig. Der Anstellwinkel ist dabei von untergeordneter Bedeutung, da ein stabiler Flugkörper sich beim Flug auf den Anstellwinkel des geringsten Widerstandes einstellt, Der Einfluß der Fluggeschwindigkeit ist größer, wobei insbesondere beim Durchfliegen des Transsonikbereichs eine wesentliche Druckpunktverschiebung zu einer im allgemeinen größeren Stabilität hin erfolgt, die mit zunehmender Fluggeschwindigkeit wieder zurückgeht.

Veränderungen der Schwerpunktlage werden durch Massenverluste verursacht, beispielsweise durch Treibstoffverbrauch und/oder durch das Abspulen von der Lenksignalübertragung W dienenden Leitungsdrähten ferngelenkter Flugkörper. Auch ist für den gleichen Typ eines Flugkörpers eine Veränderung der Schwerpunktlage durch die Verwendung verschieden schwerer Gefechtsköpfe möglich.

Raketengetriebene Flugkörper sind während der Beschleunigungsphase gegenüber Störeinflüssen, die eine Drehung des Flugkörpers um eine seiner Querachsen bewirken, besonders empfindlich. Hierdurch entstehen Schubkomponenten senkrecht zur Sollrichtung, die zu einer Bahnwinkelablage bei Brennschluß des oder der Triebwerke führen. Hierbei ist die erste Flugphase des Flugkörpers nach dem Verlassen seiner fe Startvorrichtung am kritischsten. Zu diesem Zeitpunkt hat der Flugkörper eine verhältnismäßig geringe Fluggeschwindigkeit; Störeinflüsse, insb. Windstörungen führen hier besonders leicht zu Ablagen des Flugkörpers von der vorgesehenen Flugrichtung. Während des Fluges dreht ein aerodynamisch stabiler Flugkörper in den Wind und nimmt die Richtung der Resultierenden aus Flug- und Windgeschwindigkeit ein. Ein aerodynamisch instabiler Flugkörper wird dagegen vom Wind abgedreht. Diese durch Drehungen um den Schwerpunkt eingetretenen Richtungsänderungen führen bei Flugkörpern infolge

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der Fehlausrichtung ihres Schubvektors zu Bahnwinkelablagen mit entsprechenden Ablagen im Zielgebiet.

Für einen ballistischen Flugkörper ist es deshalb vorteilhaft) im ersten Teil der Beschleunigungsphase eine sog. Neutralstabilität anzustreben, während später in der antriebslosen bzw. passiven Flugphase eine stabile Fluglage vorhanden sein soll, die bis zum Auftreffen auf das Ziel beizubehalten ist.

Bei gelenkten Flugkörpern, die im Hinblick auf eine gute Folgsamkeit häufig eine geringe Stabilität aufweisen, können Bahnwinkelablagen durch die Lenkung wieder ausgeglichen werden. Dies ist bei ballistischen Flugkörpern nicht möglich, sie sollten daher eine große Stabilität, also eine möglichst geringe Störempfindlichkeit aufweisen.

Durch die DT-OS 1 95o 638 ist ein raketengetriebener ballistischer Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen bekanntgeworden, die nach einer durch den Start des .Flugkörpers eingeleiteten, vorbestimmbaren Verzögerungszeit ausgeklappt werden. Dadurch hat der Flugkörper am Anfang seiner Flugbahn eine instabile Flugphase, die nach dem Entfalten der Stabilisierungsflächen schlagartig in eine stabile Flugphase übergeht. Das Flugverhalten eines solchen Flugkörpers ist je nach seiner Stabilität durch Flugphasen unterschiedlicher Störempfindlichkeit gekennzeichnet.

Auch bei fernlenkbaren Flugkörpern sind mit Verzögerung ausklappbare aerodynamische Flächen bekannt. Sie dienen hier als sog. Destabilisierungsflachen und sind in der Regel an der Spitze des Flugkörpers angeordnet, vgl. Int. Wehr-Revue 1/71, S. 79. Bei solchen Flugkörpern liegen in der Anfangsphase des Beschleunigungsfluges der Druck- und Schwerpunkt nahe beieinander, so daß eine nur geringe Stabilität vorhanden ist. Mit fortschreitendem Abbrennen des TreibstoffVorrates entfernt sich in der Regel der Schwerpunkt vom Druckpunkt, wodurch eine größere Stabilität erreicht wird.

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Zur Verringerung der anwachsenden Stabilität werden die genannten Destabilisierungsflachen ausgefahren, so daß der Flugkörper wendiger und damit leichter lenkbar wird.

Ausgehend von der Tatsache, daß für raketengetriebene Flugkörper, insbesondere für ballistische Artillerieraketen, das Flugverhalten während der Beschleunigungsphase entscheidend für die Treffgenauigkeit im Zielgebiet ist, welches durch die erwähnte Schwerpunkt-Druckpunkt-Wanderung, durch infolge Fehlausrichtung des Schubvektors auftretende Schubfehlmomente und durch Seitenwinde beeinflußt wird, liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Stabilität eines Flugkörpers mit Hilfe ausklappbarer aerodynamischer Flächen der jeweiligen Flugphase besser als bisher anzupassen, um die Störempfindlichkeit weiter herabzusetzen.

Diese Aufgabe ist bei einem Flugkörper der eingangs genannten Art gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die Größe der v/irksamen Fläche der aerodynamischen Stabilisierungsflächen im Ausmaß der erforderlichen Beeinflussung des Stabilitätsverhaltens über an sich bekannte Schaltmittel veränderbar ist.

Die Dimensionierung der Flugstabilität eines Flugkörpers ist damit flexibler als bisher, so daß störende Stabilitätssprünge vermieden werden können. Auf diese Weise kann einem Flugkörper während seiner anfänglichen Beschleunigungsphase eine NeutralStabilität und während der sich anschließenden angetriebenen und/oder freifliegenden Flugphase eine ausreichende Stabilität gegeben werden. Infolge der NeutralStabilität ist der Flugkörper im ersten Teil der Antriebsphase gegenüber Windstörungen nahezu unempfindlich, da nur Parallelversetzungen und damit keine Drehungen ei or, Schubvektors auftreten. Der Bahnwinkelf ehler bei Brennschluß iniolqc Parallelversetzungen ist praktisch vernachlasnigfaar, vMhrend jedoch die Schubvektoränderung durch das Hei ausdrehen des Flugkörpern aus seiner Soll-Flugbahn gorndi· -."ihrnml der üeschleunitjuriij.'iphase große Zielab-

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weichungen zur Folge hat.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, daß die Teilflächen der Stabilisierungsflächen entsprechend den gewünschten Stabilitätsanforderungen in jeder Plugphase des Plugkörpers einzeln oder in Gruppen entfaltet werden. Zum Beispiel kann es zweckmäßig sein, in der ersten Plugphase unmittelbar nach dem Verlassen des Abschußrohres oder der Lafette, wenn etwa Neutralstabilität erwünscht ist, nur eine Teilfläche der Stabilisierungsflächen zu entfalten, während die weiteren Teilflächen je nach den Erfordernissen zur Erreichung eines störunanfälligen, bzw. stabilisierten Plugverlaufs aufgeklappt werden. Weiterhin können durch wahlweises, zeitlich oder geschwindigkeitsabhängig vorgegebenes Entfalten der Teilflächen auch größere Schwerpunktverschiebungen ohne Änderung der Konfiguration des Flugkörpers ausgeglichen werden.

Auf einfachste Weise wird eine Änderung der wirksamen aerodynamischen Fläche dadurch erzielt, daß die Stabilisierungsflächen gemäß der Erfindung in Teilflächen unterteilt und in Längsrichtung hintereinander angeordnet sind.

Es ist zwar durch die DT-PS 1 o38 951 bekannt, für einen aus einem Abschußrohr zu verschießenden Flugkörper ein Klappflügel-Leitwerk mit mehreren, in Spannweitenrichtung unterteilten, entfaltbaren Flächenteilen zu schaffen, dessen einzelne Flächenteile nach Verlassen des Rohres ausgeklappt und verriegelt werden. Die Unterteilung der Leitwerksflächen in Spannweitenrichtung dient aber hier lediglich dazu, eine gegebene Leitwerksfläche innerhalb des Kalibers des Abschußrohres bequem unterbringen zu können.

Weitere vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sind dadurch gegeben, daß die Teilflächen über die Längsrichtung des Flugkörpers verteilt, vorzugsweise mindestens je eine an

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seiner Spitze und an seinem Heck oder aber alle Teilflächen an seinem Heck angeordnet sind, wobei die Teilflächen eine rechbeckige, dreieckige, trapezförmige oder ähnliche Form auf v/eisen können.

Schließlich ist eine vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung dadurch gegeben, daß die Anzahl der jeweils v/irksamen Teilflächen und die Reihenfolge ihrer Enbfaltung über an sich bekannte Auslösemittel variierbar ist.

Ferner ist es bekannt, zum Ausgleich von Störgrößen die Stabilisierungsflächen von Flugkörpern gegenüber der Flugkörperlängsachse anzustellen, wodurch der Flugkörper eine ψ Drehbewegung um die Längsachse ausführt.

Da zu hohe Drehzahlen, die sich aus dem Gleichgewicht zwischen dem Antriebsmoment der angestellten Fläche und dem Dreh-Dämpfungsmoment ergeben, nicht erwünscht sind, muß der Anstellwinkel der Stabilisierungsflächen sehr klein gehalten werden. Die rechnerisch ermittelten Winkel von z.B. nur o,3 Anstellung der gesamten Stabilisierungsfläche lassen sich fertigungstechnisch v/egen der hohen Toleranzanforderungen schwer herstellen.

Wenn jedoch nach einem weiteren Merkmal der Erfindung nur fe ein Teil der Gesamtfläche der Stabilisierungsflächen zur Erzeugung des antreibenden Momentes der Drehbewegung benutzt wird, kann der Anstellwinkel etwa im Verhältnis von anzustel lender Fläche zur gesamten Stabilisierungsfläche vergrößert v/erden.

Gemäß der Erfindung sind daher bei einem Flugkörper der eingangs genannten Arb nur Teile seiner entfaltbaren Stabilisierungsflächen zur Erzeugung einer stabilisierend wirkenden Drehbev/egung um seine Längsachse gegenüber den FLuqkörper-Lünqsachse angestellt.

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Vorzugsweise ist hierbei lediglich ·*«*? eine am Heck befindliche Teilfläche angestellt.

Die Erfindung ist anhand mehrerer in der Zeichnung mehr oder minder schematisch dargestellter Ausführungsbeispiele beschrieben.
Es zeigen:

Figur 1 einen Flugkörper mit am Heck angeordneten Stabi-Ii si erungsflächen;

Figur 2 einen Flugkörper mit sowohl am Heck als auch an der Spitze angeordneten Stabilisierungs- bzw. Destabilisierungsilachen;

Figur 3 ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage eines Flugkörpers aufgetragen über der Machzahl bei unterschiedlich v/irksamen Stabilisierungsflächen für ein erstes Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Figur 4 ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage eines Flugkörpers mit am Heck angeordneten rechteckigen Stabilisierungst-Teilflachen nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Figur b ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage iür einen Flugkörper mit unterschiedlich geformten Stabilisierungs-Teilflachen gemäß einem dritten Ausiührungsbeispiel der Erfindung.

In Figur .1 ist ein Flugkörper 1 mit einem Gefechtskopf 2 und vier am Umfang gleichmäßig verteilten Stabilisierungsflächen 3 dargestellt. Der Flugkörper weist einen Diarchmesser D, einen Schwerpunkt S in einer Entfernung Xg von seiner Spil ".r; und einen Druckpunkt Dr in einer Entfernung Xjj von seiii'M. Sp.it::o auf. Seine Stabilisierungsflächen 3 sind ieweils in rr./ei Teil flächen 'i und b aufgeteilt, die jode iür sich in hi or ni<ii; dargestellt or, an ;jich bekannter W^i.se oni.i-iltiM und auch wieder -,,u:^; ■.!imi'Miqoi altet werden können.

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Der Flugkörper kann aber auch mit einem gestrichelt gezeichneten Gefechtskopf 6 versehen werden, zu dessen aerodynamischen und Stabilitätsausgleich eine ebenfalls gestrichelt gezeichnete weitere Teilfläche 7 zu entfalten ist. Durch den Gefechtskopf 6 und der zusätzlichen Teilfläche rückt der Schwerpunkt S um einen gewissen,Betrag nach vorne auf einen neuen Schwerpunkt S^,, während der Druckpunkt Dr etwa unverändert an seiner Stelle verbleibt. Die in der Draufsicht dargestellte Teilfläche 5 ist gegenüber der Längsachse des Flugkörpers 1 um einen Winkel oC angestellt. Die so angestellte Teilfläche 5 erzeugt eine Querkraft, welche die Drehung des Flugkörpers 1 um seine Längsachse befe wirkt.

Je nach Konfiguration und Einsatzart des in Frage stehenden Flugkörpers sind die Stabilisierungsflächen in mehr als zwei Teilflächen unterteilt und in der Nähe der Spitze oder an einer sonstigen für die Erreichung eines gewünschten Stabilitätsverhaltens günstigen Stelle des Flugkörperrumpfes angeordnet. In Figur 2 ist beispielsweise ein Flugkörper 1· ■gezeigt, bei dem die Stabilisierungsflächen in vordere Destabilisierungs-Teilflachen 8 und hintere Stabilisierungs-Teilflachen 9 und Io aufgeteilt sind.

In den noch zu erläuternden Ausführungsbeispielen gemäß den ™ Figuren 3 bis 5 sind jedoch zur Vereinfachung der Darstellung alle Teilίlachen der Stabilisierungsflächen am Heck desFlugkörpers vorgesehen.

Da die Einrichtungen zur Entfaltung der Teilflächen beliebiger, an sich bekannter Art sein können, sind sie hier ebenfalls der Übersicht wegen nicht dargestellt. Ähnliches gilt für die Einrichtungen zur Zeitverzögerung beim Entfalten der Teilflächon. Der Vollständigkeit halber sei jedoch auf die schon genannte DOS 1 95p'638 verwiesen, in" der eine geeignete

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Verzögerungseinrichtung beschrieben ist.

Die Wirkungsweise der Stabilisierungsflächen sei nachfolgend anhand der Figur 3 beschrieben. " ..

In dem dort gezeigten Diagramm ist die Geschwindigkeit, ausgedrückt durch die Machzahl, als Abszisse gewählt. Auf der Ordinate sind die Verhältniszahlen der in bezug auf Figur 1 erläuterten Strecken Xg/D und x_Dr/^D aufgetragen. Die Schwerpunktlage Xg/D des Flugkörpers 1 mit seinen am Umfang verteilten Stabilisierungsflächen 3, die in Teilflächen 12 u. 13 aufgeteilt sind, hat während seiner Flugzeit den Verlauf 14. Der Schwerpunkt S rückt also mit fortschreitendem Treibstoffverbrauch stetig in Richtung der Flugkörperspitze, vor, "wodurch. die Größe von Xg/D ständig abnimmt. Nach Brennschluß Punkt 15.- bleibt die Schwerpunktlage konstant, d.h* unabhängig von der Machzahl. Die Kurve 16 zeigt den Verlauf der Druckpunktlagen bei voll entfalteter Stabilisierungsfläche Teilflächen 12 und 13 aufgeklappt,-die Kurve 17 den Verlauf der Druckpunktlagen bei halb entfalteter Fläche - nur Teilfläche 12 aufgeklappt - und die Kurve 18 den Verlauf bei zusammengefalteten Teilflächen 12 und 13* Der Abstand in Richtung der Ordinate zwischen der Schwerpunktkurve 14 und den jeweiligen Druckpunktkurven 16 bis 18 ist ein Maß für die Stabilität des Flugkörpers. Wenn der Wert einer Druckpunktkurve oberhalb der Schwerpunktkurve liegt, ist der Flugkörper bei dieser Machzahl stabil, bei Druckpunktlagen unterhalb der Schwerpunktkurve besteht Instabilität.

Bei Flugkörpern mit Stabilisierungsflächen der bisher bekannten Art werden diese entweder sofort nach dem Verlassen des Rohres entfaltet, wodurch entsprechend der Kurve 16 der Flugkörper eine große Stabilität auf v/eist oder sie wenden mit einer Verzögerung> z.B. erst bei Punkt 19 auf der Kurve 18 entfaltet, wobei der zuerst, instabil fliegende Flugkörper einen relativ großen Stabilibätssprung nach Punkt 2o aur stabilen Kurve 16 macht* In beiden Fällen ist, wie schon er-

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wähnt, der Flugkörper während neiner aiuanglichen Beschleunigungsph-ise verstärkt den Störeinf lüsr.en von Wind oder von Abgangsfehlern, ausgesetzt.

Bei Flugkörpern mLt vorstehend beschriebenen,2tabilisierungsflachen j insbesondere also beim Flugkörper 1, /Lrd sofort nach Verlassen seines Abschußrohres oder seiner Startlafette die Teilfläche LI: entfaltet. Der Flugkörper fliegt daher entsprechend der strichpunktierten Kurve 17 zuerst mit einer etwa neutraLen Stabilität, die sich im Transsunlkbereich vergrößert. Nach Erreichen einer vorbestimmten Machzahl oder bevor die Stabilität mit der entfalteten Teilfläche 12 wieder abnimmt, wird bei Punkt 21 die weitere Teilflache 13 entfaltet* Dadurch vergrößert sich seine Stabilität und erreicht in Punkt 22 die Kurve 16. Vom Punkt 22 an fliegt der Flugkörper bis zum Brennschluß 15 seines Triebwerkes und weiter bis zum Aufschlag auf das Ziel mit ausreichender Stabilität.

In der Figur 4 sind bei einem Flugkörper 1" die Stabilisierungsflächen 3 in Teilflächen 11,12 und 13 aufgeteilt. I)Ie Schwerpunktlage x_s/D weist einen Kurvenverlauf 23 auf, der beispielsweise dadurch entsteht, daß der Treibstoff in der ersten Antriebsphase aus einem hier nicht dargestellten vorderen Tank - bei Anwendung eines Flüssigkeitsraketentriebwerkes - und später aus einem ebenfalls nicht dargestellten hinten liegenden Tank verbraucht wird. Den vier skizzierten Darstellungen mit den Teilflächen 11 bis 13 sind von oben nach untea Druckpunktlcürven 24 bis 27 zugeordnet. Um das gewünschte Stabilitätsverhalten möglichst gut au erreichen, fliegt der Flugkörper hier zuerst nur mit der Teilfläche 13. Seine Druckpunktlage bewegt sich dabei auf der Kurve 26. Bei einer Machzahl entsprechend dem Punkt 28 wird die weitere Teilfläche 12 entfaltet, wodurch beim Punkt 29 die Druckpunktkurve 25 erreicht; wird. Schließlich wechselt der Druckpunktverlauf nach Entfaltung der letzten Teilflächen 11 von Punkt 3o nach Punkt 31 auf die

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Kurve 24. Der Flugkörper fliegt dann mit dem Druckpunktverlauf der Kurve 24 bis :.*uin Brennschluß 15 und mit im allgemeinen abnehmender Machzahl in der passiven Flugphase bis zum Ziel.

In der Figur b sind die Stabilisierungsflächen 3 des Flugkörpers 1"· in geometrisch unterschiedliche Teilflächen 32, 33 und 34 aufgeteilt. Der Flugkörper hat einen Schueipunktverlauf 35 und, bei entsprechend entfalteten Teilflächen bis 34, Druckpunktverläufe 36 bis 39. Hier wird zuerst cad c mittlere Teilflache 33 und erst danach werden die weiteren Teilflächen 32 und 34 entfaltet.

Der Druckpunktverlauf bewegt sich hier zuerst auf der Kurve 38 von Null zum Punkt 4o; von dort zum Punkt 41, auf der Kurve 37 zum Punkt 42 und schließlich zum Punkt 43 auf der Kurve 36 und verbleibt auf dieser. Der Flugkörper fliegt also entsprechend dei Darstellung nach Figur 5 in der Anfangsphase des Fluges mit etwa Heutialstabilität und erreicht später die erforderliche Stabilität bis zum Ende seines Fluges.

Wie vorstehend erläutert, ist es also möglich, durch Wahl ' der Geometrie der Teilflächen in Kombination mit einer Verschiebung dos Stabilitätsniveaus durch Aufklappen von Teilflächen in unterschiedlicher Reihenfolge qualitativ geeignete Druckpunktverläufe zu realisieren. Damit läßt sich für jeden Verlauf der Schwerpunktlage Xg/_D eines Flugkörpers der optimale Stabilitätsverlaui realisieren.

Anstelle der beschriebenen diskontinuierlichen Veränderung der Stabi1 jsieruna^ilachen ist selbstverständlich auch eine kontinuier 1 ■" ch=? Veränderung, z.B. durch stetiges Aur;sch\jenken , der Ci.abi 2 i sierungsf lache ,möglich.

Pate.nt anspι ίi■-: 1 \n :

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Claims

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, den 26.11.71

Gesellschaft mit beschränkter B 511 Hi/bk

Haftung 7329 München

Patentansprüche

Plugkörper mit Eigenantrieb, der zu seiner Stabilisierung entfaltbare aerodynamische Flächen aufweist, dadurch gekennzeichnet , daß die Größe der wirksamen Fläche der Stabilisierungsflächen (3) P im Ausmaß der erforderlichen Beeinflussung des Stabilitätsverhaltens des Flugkörpers (1) über an sich bekannte Schaltmittel veränderbar ist.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Stabilisierungsflächen (3) in Teilflächen unterteilt und in Längsrichtung hintereinander angeordnet sind.
3. Flugkörper nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Teilflächen

(8,9,Io)über die Längsrichtung des Flugkörpers (1) fe verteilt, vorzugsweise mindestens eine Teilfläche(8)

an der Spitze des Flugkörpers und eine Teilfläche(16) am Flugkörperheck angeordnet sind.
4. Flugkörper nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß alle Teilflächen (11,12,13) am Flugkörperheck angeordnet sind.
5. Flugkörper nach den Ansprüchen 3 und 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Teilflächen (32,33,34) eine rechteckige, dreieckige, trapezförmige oder ähnliche Form aufweisen.

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6. Flugkörper nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , daß die Anzahl der jeweils wirksamen Teilflächen (4,5,7,11,12,13,32,33,34) und die Reihenfolge ihrer Entfaltung variierbar sind.
7. Flugkörper, insbesondere nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß eine der Teilflächen vorzugsweise die am Heck sich gegenüberliegenden Endflächen (5,13,34) angestellt sind.

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