DE2817165A1

DE2817165A1 - DEFLECTIVE DEVICE FOR THROW JETS

Info

Publication number: DE2817165A1
Application number: DE19782817165
Authority: DE
Inventors: Walter Kranz
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1978-04-20
Filing date: 1978-04-20
Publication date: 1979-10-25
Also published as: DE2817165C3; FR2423644A2; DE2817165B2

Description

Ablenkvorrichtung für DüsenstrahlenDeflection device for jet jets

Die Erfindung betrifft eine Ablenkvorrichtung für Düsenstrahlen mit Überschallgeschwindigkeit eines raketengetriebenen Flugkörpers mit mindestens einem am Rand einer Raketendüse angeordneten, in die Düsenöffnung einschiebbaren Ablenkkörper nach Patent .... (Patentanmeldung P 26 H9 672.0).The invention relates to a deflection device for jet jets at supersonic speed of a rocket-propelled missile with at least one deflector according to patent ... (patent application P 26 H9 672.0) which is arranged on the edge of a rocket nozzle and can be pushed into the nozzle opening.

Durch das Hauptpatent (Hauptanmeldung) ist eine Ablenkvorrichtung für Düsenstrahlen eines raketengetriebenen Flugkörpers unter Schutz gestellt, mit welcher die auf den Flugkörper wirkende Querkraft wesentlich erhöht werden kann. Dazu -wird an dem dem Ablenkkörper (Spoiler) gegenüberliegenden Wandbereich der Raketendüse eine die Raketendüse verlängernde Wand angeordnet. Diese Wand bewirkt, daß der durch den eingeschobenen Spoiler abgelenkte Düsenstrahl sich aufgrund des Coandaeffektes an die Wand anlegt und damit zu einer weiteren Strahlablenkung führt, welche mit einer Erhöhung der Querkraft verbunden ist. Damit der derart abgelenkte Düsenstrahl nach dem Zurückziehen des Spoilers sich wieder von der Wand ablöst, weist die Wand in dem an die Raketendüse angrenzenden Bereich zumindest eine Öffnung zur Umgebungsluft auf.By the main patent (main application) is a deflection device for jet jets of a rocket-propelled missile placed under protection, with which the acting on the missile Transverse force can be increased significantly. For this purpose, the Rocket nozzle arranged a wall extending the rocket nozzle. This wall causes the by the inserted spoiler deflected jet is applied to the wall due to the Coanda effect and thus leads to a further deflection of the jet, which is associated with an increase in the transverse force. So that the jet deflected in this way after the retraction of the Spoiler detaches itself from the wall again, the wall has at least one opening in the area adjoining the rocket nozzle to the ambient air.

Die aufgrund des Coandaeffektes bewirkte Erhöhung der Querkraft kann nun erfindungsgemäß dadurch weiter erhöht werden, daß anstelle der Wand erfindungsgemäß zumindest ein einen Randbereich der Raketendüse verlängerndes, radial nach außen gekrümmtes Rohr angeordnet ist, und daß das Rohr in dem an die Raketendüse angrenzenden Bereich zumindest eine Öffnung zur UmgebungsluftThe increase in the transverse force caused by the Coanda effect can now be further increased according to the invention that instead of the wall according to the invention at least one edge area the rocket nozzle extending, radially outwardly curved tube is arranged, and that the tube in the to the rocket nozzle adjoining area at least one opening to the ambient air

aufweist.having.

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Die Wirkung eines derart angeordneten Rohres läßt sich am einfachsten dadurch beschreiben, wenn von einer nach Anspruch des Hauptpatents ausgebildeten Wand ausgegangen wird, wonach die Wand in einer längs und/oder quer zur Flugkörperlängsachse gelegenen Ebene gekrümmt ist. Aus einer derartigen Wand entsteht ein Rohr, wenn die Krümmung quer zur Flugkörperlängsachse so weit getrieben wird, daß sich die derart gekrümmten gegenüberliegenden Randbereiche der Wand berühren und somit ein geschlossenes Rohr bilden. Wird nun zur Ablenkung des Düsenstrahls der Spoiler in die Düsenöffnung eingeschoben, so heftet sich der Düsenstrahl wie bei der oben erwähnten Wand, aufgrund des Coandaeffektes an die Innenwandung des unmittelbar an den Düsenrand angrenzenden Teiles des Rohres an und wird dann weiter nahezu vollständig in das Rohr hineingezogen. Der so abgelenkte Düsenstrahl wird somit nicht nur durch eine einseitig wirkende Wand, sondern durch ein den Strahl vollständig umgebendes Rohr abgelenkt und weitergeführt. Die radial nach außen weisende Krümmung des Rohres kann somit wesentlich größer sein als bei einer Wand, ohne daß die Wirkung des Coandaeffektes überwunden wird und sich der Düsenstrahl von den Wandungen ablöst. Durch die erfindungsgemäße Erhöhung der radialen Ablenkung des Düsenstrahles kann folglich die durch die Ablenkvorrichtung erreichte Querkraft weiter erhöht werden als bisher. In den Fällen, in denen ein ständiger Axialschub erforderlich ist, kann selbstverständlich nur ein Teil des Düsenstrahles umgeleitet werden.The effect of a pipe arranged in this way can be described most simply by using one of the claims of the main patent trained wall is assumed, according to which the wall is located in a longitudinal and / or transverse to the missile longitudinal axis Plane is curved. A tube is created from such a wall if the curvature is transverse to the missile's longitudinal axis is carried far that the opposite edge areas of the wall curved in this way touch and thus a closed one Form tube. If the spoiler is pushed into the nozzle opening in order to deflect the jet, it will stick Nozzle jet as with the wall mentioned above, due to the Coanda effect on the inner wall of the directly on the edge of the nozzle adjacent part of the pipe and is then almost completely drawn into the pipe. The jet deflected in this way is thus not only deflected by a wall acting on one side, but by a pipe that completely surrounds the jet and continued. The radially outward curvature of the pipe can thus be much larger than with a wall without the effect of the Coanda effect being overcome and the jet separates from the walls. By the invention Increasing the radial deflection of the nozzle jet can consequently be achieved by the deflection device Transverse force can be increased further than before. In those cases where constant axial thrust is required is, of course, only part of the jet can be diverted.

Die Figuren zeigen in schematischer Darstellung ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgedankens. The figures show a schematic representation of an embodiment of the inventive concept.

Fig. 1 zeigt einen Querschnitt durch eine Raketendüse und durch den Strahlengang des Düsenstrahles bei zurückgezogenem Spoiler;Fig. 1 shows a cross section through a rocket nozzle and through the beam path of the nozzle jet when retracted Spoiler;

Fig. 2 zeigt den Strahlengang der in Fig. 1 dargestellten Raketendüse bei eingeschobenem Spoiler.FIG. 2 shows the beam path of the rocket nozzle shown in FIG. 1 with the spoiler inserted.

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In Fig. 1 ist das Ende eines während des Fluges rotierenden Flugkörpers 1 mit einer Raketendüse 2, welche einen in den Düsenstrahl einschiebbaren Spoiler 3 aufweist, dargestellt. Der aus der Raketendüse 2 austretende Düsenstrahl 4 ist bei zurückgezogenem Spoiler 3 konzentrisch zur Längsachse des Flugkörpers. Auf der dem Spoiler 3 gegenüberliegenden Seite der Raketendüse ist ein einen Randbereich der Düse verlängerndes, radial nach außen gekrümmtes Rohr 8 angeordnet. Das Rohr 8 ist über einen kleinen Absatz 6 am Düsenrand befestigt. Im Absatz 6 ist eine Öffnung 7 vorhanden. Die Eintrittsöffnung des Rohres 8 ist derart angeschrägt, daß der Düsenstrahl 4 das Rohr nicht berührt. Dies wird zusätzlich noch durch die durch die Öffnung 7 einströmende Umgebungsluft unterstützt.In Fig. 1, the end of a missile rotating in flight 1 with a rocket nozzle 2, which one in the Has a retractable spoiler 3 jet is shown. The jet 4 emerging from the rocket nozzle 2 is at withdrawn spoiler 3 concentric to the longitudinal axis of the missile. On the opposite side of the spoiler 3 Rocket nozzle is a radially outwardly curved tube 8 extending an edge region of the nozzle. The pipe 8 is attached via a small paragraph 6 on the nozzle edge. In paragraph 6 there is an opening 7. The inlet opening of the pipe 8 is beveled in such a way that the jet 4 does not touch the pipe. This is also made possible by the opening 7 incoming ambient air is supported.

Wird, wie in Fig. 2 dargestellt, der Spoiler 3 in den Düsenstrahl eingeschoben, so wird der Düsenstrahl in bekannter Weise abgelenkt und gerät dadurch in die Nähe des Rohres 8. Aufgrund des Coandaeffektes wird der Düsenstrahl in der vorher beschriebenen Weise nahezu vollständig in das Rohr hineingezogen und durch dessen Krümmung nach außen abgelenkt. Dadurch tritt eine wesentliche Erhöhung der Querkraft gegenüber den bekannten Ablenkvorrichtungen auf. Wird der Spoiler 3 wieder aus dem Düsenstrahl 4 zurückgezogen, so verschwindet bekanntlich die den Düsenstrahl primär ablenkende Stoßwelle. Die durch die entsprechend dimensionierte öffnung 7 angesaugte Umgebungsluft löst den Düsenstrahl 4 wieder von der Innenwandung des Rohres 8 ab, so daß der Strahl dann wieder die Raketendüse,wie in Fig. 1 dargestellt, verläßt. Wie im Hauptpatent ausgeführt, so kann die Öffnung 7 selbstverständlich auch hier mit einem steuerbaren Verschluß versehen sein.If, as shown in FIG. 2, the spoiler 3 is pushed into the jet, the jet is in a known manner deflected and thus comes close to the pipe 8. Due to the Coanda effect, the nozzle jet is in the before described way almost completely drawn into the tube and deflected outwardly by its curvature. This occurs a substantial increase in the transverse force compared to the known deflection devices. If the spoiler 3 comes out of the When nozzle jet 4 is withdrawn, it is known that the shock wave which primarily deflects the nozzle jet disappears. The by the accordingly dimensioned opening 7 releases sucked ambient air the nozzle jet 4 again from the inner wall of the tube 8, so that the jet then again the rocket nozzle, as shown in Fig. 1, leaves. As stated in the main patent, the opening 7 can of course also be provided here with a controllable closure be provided.

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Claims

PATENT CLAIM

(T \ deflection device for jet jets at supersonic speed of a rocket-propelled missile with at least one deflector according to the patent which is arranged at the edge of a rocket nozzle and can be pushed into the nozzle opening

(Patent application P 26 H9 672.0) thereby marked

draws

that on the deflector body (3) against

overlying wall region of the rocket nozzle (2) at least one edge region of the rocket nozzle (2) extending, radially outwardly curved tube (8) is arranged, and that the
Tube (8) in the edge region (6) adjoining the rocket nozzle (2) at least one opening (7) to the ambient air
having. / 2

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ORIGINAL INSPECTED