DE2915921A1

DE2915921A1 - Raketenstabilisator

Info

Publication number: DE2915921A1
Application number: DE19792915921
Authority: DE
Inventors: Nicholas Hugh Tonbridge Kent Wrobel
Original assignee: UK Secretary of State for Defence
Current assignee: UK Secretary of State for Defence
Priority date: 1978-04-24
Filing date: 1979-04-20
Publication date: 1986-06-26
Also published as: FR2572511B1; BE875802A; CA1267035A; SE446032B; GB2161588B; FR2572511A1; DE2915921C2; IT1116519B; SE7903547L; IT7948719A0; GB2161588A

Description

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N.636

Augsburg, den 16. April 1979

The Secretary of State for Defence in Her Britannic Majesty's Government

of the United Kingdom of Great Britain and Northern Ireland, Whitehall, London S.Iv'.l, England

Raketenstabilisator

Die Erfindung oetrifft einen Stabilisator für Raketen, deren Strahldüse eine achssymruetrische Austrittslippe aufweist.

Insbesondere, jedoch niciit austjchlie.^lich besieht sich die Erfindung; dabei auf einen Stabilisator für Raketen, die aus einem Hohr ab-'-erjcnossen ^T.:erden.

BAD ORIGINAL

Zur Flu -stabiliöierunr einer Rakete ist es wesentlich, da:'o ihr Druckmittelpunkt ura einen als stat is ehe uistanz oezeichneten .Voscanu von vorzu^o'.veise nicnt ..eiliger als de;·; halben :^>s.i;eteridurchi.v3o3sr ^.int :r;.alu des Γ:^;;::·~· tense.~⁷;er;; unkt s liegt. :,or;.v3.1erv."::ise v:ird, u.„ diese orforderiiciie statische ijiütanz su erlialton, der .vi-ucicaitt-lyunkt :.it Hilfe von arn. ainteren ".aketenende ?.n.-eordn?ten Stabilisierungsfii'chan an die _;:;e.;än3chte Stelle --.eüracht.

IvUr den ür.terschallflujoarcic:! sind ".'idsrstandsstaoilisatoren bekannt, die beispielsvjeise einen er'.ve it er ten ochv.anzteil oder .jtabilisierunjsflossen oder -fahnen aufweisen, aber diese erzeugen, v/ie schon aus ihrer Bezeichnung hervorgeht, zuöcLt ζ liehen Vviderstand und sind daher fur FIu₁T" •■veschv.'indi.^keiten i'vi Schall- oder Übersc'hallbex'eicii nicht _c:eei,vnet, da die durch sie verursachten Richtung fehler zu isro^ sind, lis sind aucii bereits Auf'oriebsstabilisatoren mit festen, flossenarti^en, raaial von der ?.aketendüse nach au.'en v;e ^ra.'-enden P.ippen bekannt, die zvrar für .alle FIu^- .;;eschv;indi5;keitsbereiciie '-,sei^net, aber bei aus einem Rohr mit dem Raicetenkürper entsprechendem "Kaliber abzuschieÄenden Raketen unz-.veckraäiLi ·, sind, da das erforderliche i".a/:·, u::; v;elches die Rippen vorspringen, notv,endiT,erv>^reise

BADORIGINAL

eine entsprechende Beschränkung der möglichen Größe der Düsenöffnung nach sich zieht.

Das Maß der verursachten Einschränkung der Düsenöffnungsgröße läßt sich verringern, indem man klapp- bzw. faltbare Stabilisierungsflossen verwendet, die sich erst nach dem Abschuß der Rakete aus dem Rohr entfalten bzw. vom Raketenkörper wegklappen. Eine bekannte Ausführungsform derartiger klappbarer Stabilisierungsflossen ist die Anordnung einer Anzahl taschenmesserartiger Flossen, die an der Raketendüse angelenkt und bei im Abschußrohr befindlicher Rakete längs der Düse nach vorne gefaltet sind. Diese Flossen sind sehr schmal, haben ein großes Seitenverhältnis und können bei über dem Unterschallbereich liegenden Fluggeschwindigkeiten keine vrirksame Stabilisation mehr bewirken. Eine weitere bekannte Bauart, welche besser für den Schallgeschwindi--Keitsbereich geeignet ist, umfaßt die federnden Stabilisierungsflossen, die bei im Abschußrohr befindlicher Rakete um die Düse herumgewickelt sind und sich nach dem Verlassen des Rohres durch ihre Federwirkung entfalten. Diese Stabilisierungsflossen haben ein kleineres Seitenverhältnis, aber benötigen auch noch einen gewissen Stauraum, der notwendigerweise eine Beschränkung der möglichen Düsenöffnungsgroße bedingt. Außerdem sind derartige Flossen und ihr Federausschwenkmechanismus vergleichsweise

BAD ORIGINAL

kompliziert und auch schwer, was den Nachteil einer Verschiebung des Raketenschwerpunkts nach hinten mit sich bringt. Außerdem kann eine Synchronisation der einzelnen Flossen im Sinne eines gleichzeitigen Ausschwenkens in ihre wirksame Stellung erforderlich sein.

Eine weitere bekannte Ausführungsform eines feststehenden Auftriebsstabilisators ist der "Ringschwanz", d.h. ein Zylinder, der koaxial mit der Flugkörperachse am hinteren Ende beispielsweise von Bomben angeordnet ist. Wie aber auch schon bei den vorher ermähnten Ausführungsformen :nu;i der den Stabilisator tragende Flugkörperteil einen kleineren Durchmesser als der übrige Flugkörper aufweisen, v/enn der Abschuß oder Abwurf aus einem Rohrerfolgen soll.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Raketenstabilisator zu schaffen, der für alle Fluggeschwindigkeiten geeignet ist und nur eine ;;;ir.i,Y,ale oder überhaupt Iceine nachteilige Auswirkung, auf die mögliche üüsenöffnungsgrürie hat und folglich die Verwendung einer iia v.-esentliehen lerr. vollen Raketenkaliber entsprechende Du32 auch bei aus eine.ri Kehr zu vsrschie.;end3n ?.alceten er.iiö-;lic.io.

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Diese Aufgabe ./ird /eina;, der Erfindung durch die i;r: kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Anordnung relöst.

Vorzugsweise ist die ^r-aketendüse außen in dem an die Austrittslippe angrenzenden liereicn so geformt, daß sie sich in stromabwärti^er Richtung schwach verjüngt, um im Flug der Rakete den Zustrom der Üu^eren Luftströmung

ν
zur Innenwandfläche des P.ingkörpers zu unterstützen.

Der Ringkörper kann starr mit dem genannten axialen Abstand an der Raketendüse befestigt sein, beispielsweise mittels eines in geeigneter '.-.eise nit Durchtrittsöffnungen versehenen Tragrahmens.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform, bei v;elcher der Ringkörper erst nach den Abschuß aus deia Ronr in seine Eetriebsstellung gebracht -..-ird, ist der Tragrahmen jedoch axial verschiebbar an der Raketendüse gehaltert, so da.'ivor deni Äbschu;¹- der Rakete die Profilvorderkante des P.ingkörpers an der Austrittsiipre dc-r Raketendäse anliegt. Bei dieser Ausführungsfori?. sind die Austrittslippe und die Profilvorderkante des Hingkörpers so geformt, daß sie genau zusammenpassen, und die Innenfläche des Ringkörpers ist so geformt, aaß sie eine kontinuierliche Verlängerung

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der Innenwandunj, d.ii. des Austrittskonus der Düse bildet. Vor dem Abschuß liegt der Ringkörper, v.'ie schon gesagt, an der Austrittslippe an, so daß sichergestellt ist, daß beim Abschuß keine Diskontinuität im Austrittskonus vorhanden ist, die eine unerwünschte Richtungsbeeinflussung verursachen könnte, 'während der Raketenbrenndauer und solange sich die Rakete noch innerhalb des Abschußrohres befindet, wird der Ringkörper durch den Treibstrahldruck nach vorne gegen die Austrittslippe gedrückt, aber nach dem Verlassen des Rohres bewirkt die äußere Luftströmung die Verschiebung des Ringkörpers mit seinem Tragrahmen nach hinten in seine wirksame Stellung.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend •p.it Bezug auf die anliegenden Zeichnungen mehr im einzelnen beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 einen Axialschnitt durch das hintere

Ende einer Rakete mit einem ausfahrbaren Ringstabilisator nach der Erfindung in seiner nicht ausgefahrenen Stellung vor dem Abschuß der Rakete,

Pi;t. 2 einen Axialhalbschnitt bei in seine

Betriebs stellung ausgefahrenem

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Stabilisator bei fliegender Rakete, und

?ig. 3 einen Querschnitt durch den Stabilisator

in der Ebene III-III in Fig. 1·

Die Zeichnungen zeilen eine Raketendüse 1, die an einem Raketenkörper 2 befestigt ist und einen Düsenhals 3, einen Austrittskonus 4 und eine Austrittslippe 5 aufweist. Der Raketenstabilisator ist als leichter Ringkörper 6, beispielsweise aus einer Aluminiumlegierung, mit Tragflügelprofil ausgebildet und weist eine Profilvorderkante 7, eine Profilauibenseite 8 und eine Profilinnenseite 9 auf. Dieser Ringkörper 6 ist hinterhalb der Austrittslippe 5 an den hinteren Enden von acht parallelen, jeweils axial verlaufenden Stäben 10 befestigt, die gleichmäßig um den Düsenumfang herum verteilt und mit ihren vorderen Enden an einen auf dem Kalcetenkörper 2 axial verschiebbaren Anschlagring 11 Gefestigt sind. Zwischen ihren beiden Enden sind die Stäbe 10 durch Axialbohrungsn eines V.'ulstes 12 der Raketendüse 1 hiiicurchgef ührt, in Vielehen sie gleitend verschiebbar sind. Der V.'ulst 12 dient als Zentrierv/ulst in einen· nicht dargestellten Raketenabscnußrohr. Der Anachlar.ring 11 weist einen geringeren Auiiendurch;;_;es3er als der '.ul.st 12 auf.

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Die Außenfläche der Düse 1 v/eist einen -hinteren, stromabviärts zur Austritts lippe 5 hin sich nach innen ver jungenden Teil auf. Die Austrittslippe 5 salbst ist so geformt, daß sie nit den Vorderkantenbereich 7 des Ringkörpers 6 in dessen nicht ausgefahrener Position (Pig. I) zusammenpaßt. Die Innenfläche 9 des Ringkörpers 6 ist so geformt, äa.^ sie eine kontinuierliche Verlänger uns ^s Austritt skonus 4 bildet.

3eiiu Ausfahren des Ringkörpers 5 (Fig· 2) 'gleitet der Anschlagring 11 nach hinten, bis er am Viulst 12 anliegt, an ".velcherr. er dann durch den äußeren Luftstrom sowie durch eine ringförmige Keilfläche lh axa stromauf hurtigen Ende des Julstes 12, die mit einer entsprechend geformten inneren A3xlflache 15 des Anschlagringes 11 zusanr.iem;irkt, gehalten v.'ird. In der nach hinten ausgefahrenen Stellung befindet sich der Ringkörper 6 also ::;it Axialabstand ninterhalb der Düse 11, so Ί&λ zwischen ihin und der Austrittslippe 5 eine ringforiTiige Öffnung Ib gebildet ist,

"..'■Uhrend des Flugea der Rakete teilt sich der außen über den Raketenkörper 2 und die Düse 1 strömende Luftstrom im. bereich der Austrittslippe 5 in einen außen über die Ringkörperauiienflächc δ v:eiterströmenden Teil und in einen durch die Ringofinung Io eintretenden und über die Kingkörperinnenfläche 9 strömenden Teil, so daß sich ein

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resultierender Radialdruck ergibt, der durch alle Punkte des ringförmigen Druckzentruins 17 des Ringkörpers 6 in Richtung zur Raketenachse 18 hin wirkt. Der Druckmittelpunkt der Rakete insgesamt wird dadurch nach hinten verlagert.

Die auf diese .-.'eise erzielbare Vergrößerung der statischen Distanz hängt nicht nur von der Oberflächengröße des Ringkörpers ö ab, sondern auch von dem Anteil des Luftstroms, der über die innere Hingkörperfläche 9 strömt. Dieser innere Luftstromanteil hängt wiederum von der axialen Länge der Ringöffnung Iu, weiter vom äußeren Kegelwinkel des Düsenendteils 13 und der For:n der Profilvorderkante des Ringkörpers ab. Alle diese Größen sind innerhalb der durch die Abschußbedingungen gegebenen Bemessungsbeschränkungen so gewählt, daß die Strömungsaufteilung optimal erfolgt.

Es ist natürlich wichtig, die Axialsymrnetrie aller Teile des Stabilisators genau beizubehalten, da Fluchtungsfehler einen kleinen Trimmwinkel unu folglich Richtungsfehler nach sich ziehen, sofern die mit dem 3tabilisator versehene Rakete nicht mit einem schwachen Drall beaufschlagt wird.

?ür den Fachmann ist es klar, daß die Erfindung in vielfältiger '.veise abgewandelt werden kann. !Beispielsweise

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kann der ausfahrbare Ringkörper mittels einer zylindrischen riülse gehaltert sein, der auf dem Kaketenkörper axial verschiebbar und :nit einen Aranz rechteckiger Durchtritts fenster versehen ist, welche zusammen die erforderliche umfangsmäßige Lufteintrittsöffnung bilden. Die Hülse weist dabei eine ausreichende Festigkeit auf, um den Ringkörper sicher zu positionieren. Alternativ dazu kann die Hülse starr in der ausgefahrenen Position befestigt sein, wenn eine gewisse Beeinträchtigung; der Abschußbedingungen durch den schon in seiner Betriebsstelluno; starr sehalterten Ringkörper nicht kritisch ist.

Eine zusätzliche Möglichkeit zur Verbesserung des Lufteintritts zur Innenfläche des Ringkörpers besteht in der Anordnung eines kleinen, nach außen gebogenen und stromaufwärts ragenden Klappenartigen Kragens, der mit seinem hinteren Ende an der Profilvorderkante des Ringkörpers befestigt ist, derart, daß er im Abschußrohr an der Düse gehalten wird, jedoch nach der.: Verlassen des Rohres etwas nach außen vorspringt und eine kleine konische otrönungsleitvorrichtung bildet, is sind auch Abwandlungen hinsichtlich des Ausfahrens in die betriebs stellung möglich. Beispielsweise kann ein Ringkörper mit geeignetem Tragrahmen von der Rakete getrennt derart vorderhalb derselben ir:; Abschußrohr angeordnet sein, da:-L 31 er. die Rakete oeii:; Abfeuern durch den

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Ringkürper hindurch bev.-egt und ihn vor der.: Verlassen des Rohres mit dem an der Düse befindlichen Zentrierv;ulst „litnimrrit. Eine solche Anordnung eignet sich insbesondere, v;enn das Abschuiorohr als Teleskoprohr aus3ebildet ist.

Alle diese Äusführun₀sformen haben den ^enei Vorteil, da/i es sich um einen leichten "-.aketenstabilisator handelt, der nur v.^rani.-g St au räum benötigt, ohne Hilfe von Federn in seine Betriebsstellung bringbar und in dieser selbstverrissrelnd ist.

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Claims

Patentansprüche

1. Stabilisator für Raketen, deren Strahldüse eine achssymmetrische Austrittslippe aufweist, gekennzeichnet durch einen Rin_Gkörper (6) mit Tragflügelprofil, der sich in seiner Betriebsstellung mit axialem Abstand fluchtend hinterhalb der Düsenaustrittslippe (5) befindet und dadurch zwischen sich und der Austrittslippe eine ringförmige öffnung (15) bildet, und der mit seiner Profilvorderkante (7) der Austrittslippe zugewandt ist und dessen radial innen liegende Profilseite (9) eine größere Strömungsweglänge als die radial außen liegende Profilseite (9) aufweist.

2. Stabilisator nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (1) und der Ringkörper (6) im wesentlichen gleichen Außendurchmesser haben und daß die Düse einen sich außen zur Austrittslippe (5) hin bis auf deren Außendurchmesser, der kleiner als derjenige der Profilvorderkante (7) des Ringkörpers (6) ist, verjüngenden Endbereich (13) aufweist.

3. Stabilisator nach Anspruc:. 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Ringkörper (O) auf einem achssymmetrischen Tragrahmen (10) montiert ist.

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4. Stabilisator nach Anspruch 3> dadurch gekennzeichnet, daß der Tragrahmen (10) starr an der Düse (1) befestigt ist.

5. Stabilisator nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, das der Tragrahmen einen von der Profilvorderkante des Ringkörpers aus stromaufwärts ragenden koaxialen Zylinder mit einer Vielzahl radialer öffnungen aufweist.

6. Stabilisator nach Anspruch 3» dadurch gekennzeichnet, daß der Tragrahmen gleitend verschiebbar an der Düse (1) befestigt ist, derart, daß der Ringkörper (6) mit seiner Profilvorderkante (7) in Anlage an die Austrittslippe (5) verschiebbar ist.

7. Stabilisator nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittslippe (5) der Düse so geformt ist, daß sie genau mit dem Profilvorderkantenoereich (7) des Ringkörpers (5) zusammenpaßt.

8. Stabilisator nach Anspruch ο oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (1) an ihrer Außenseite einen wulst (12) mit einer Vielzahl axialer bohrungen aufweist und daß der Tragrahmen eine entsprechende Anzahl axial verlaufender Stäbe (10) aufweist, die in jeweils einer der axialen Bohrungen verschiebbar und jeweils mit ihrem einen Ende

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am Ringkörper (6) und mit ihrem anderen Ende an einem auf der Rakete verschiebbaren Anschlagring (11) zur Verschiebewegbegrenzung befestigt sind.

9. Stabilisator nach einem der Ansprüche 1 bis 8_a dadurch gekennzeichnet, daß der Ringkörper (6) an seiner Innenseite (9) so geformt ist, daß er eine fließende Verlängerung der Düseninnenwandung bildet.

10. Stabilisator nach einem der Ansprüche 1 bis 9j dadurch gekennzeichnet, daß am Umfang des Profilvorderkantenbereiches des Ringkörpers eine stromaufwärts weisende, flexible ₃ konische Strömungsleitvorrichtung befestigt ist.

11. Stabilisator nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Ringkörper mit dem Tragrahmen vor dem Raketenabschuß stromauf der Düse in einem Abschußrohr positionierbar ist und daJ2> der Tragrahmen während des Abschusses von einem Außenwulst der Düse mitgenommen wird.