DE3003231A1

DE3003231A1 - Steuereinrichtung fuer durch strahlreaktion angetriebene flugkoerper, raketen o.dgl.

Info

Publication number: DE3003231A1
Application number: DE19803003231
Authority: DE
Inventors: Richard M. Sc. 7778 Markdorf Idiens
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1980-01-30
Filing date: 1980-01-30
Publication date: 1981-08-06
Also published as: DE3003231C2; GB2068311A; IT8068752A0; SE8100747L; GB2068311B; FR2474439A1; IT1167303B

Description

DORNIER GMBH
7990 Friedrichshafen

Reg. 2476

Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene
Flugkörper/ Raketen o.dgl.

Die Erfindung betrifft eine Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen o.dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit Strahlaustrittsdüsen vorhanden sind, deren Strahlachsen auf einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen Abständen voneinander liegen.

Bei Flugkörpern der genannten Art ist es üblich, die Strahlaustrittsdüsen der Raketenmotoren so anzuordnen, daß der Strahlaustritt parallel oder aber von der Flugkörperlängsachse weggerichtet erfolgt. Diese Anordnung der Raketenmotoren bzw. der
Strahlaustrittsdüsen ermöglicht durch Variierung der Schubstärken z.B. die Nicksteuerung des Flugkörpers. .

Es sind ferner auch Antriebsanlagen bekannt geworden, bei denen die Strahlaustrittsdüsen zur Steuerung des Flugkörpers, sowohl

um die Roll- als auch um die Nick- bzw. Gierachse, schwenkbar angeordnet sind. Bei derartigen Ausbildungen bestehen jedoch Probleme hinsichtlich der Abdichtung der relativ gegeneinander bewegbaren Teile der Antriebsanlage, d. h. der Strahlaustrittsdüsen gegenüber feststehenden Teilen und in Bezug auf die für eine Verstellung der Strahlaustrittsdüsen erforderliche Betätigungseinrichtung.

Ausgehend von Flugkörpern, die mehrere getrennte Antriebsanlagen bzw. mindestens zwei Strahlaustrittsdüsen besitzen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung sowohl eine Verbesserung der Strömungsverhältnisse in Bezug auf das Ablöseverhaiten, insbesondere im Bereich der Strahlaustritte, als auch eine Verbesserung der Schubwirkung hinsichtlich der erzielbaren Steuermomente um Gier- und Nickachse.

Erfindungsgemäß ist die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, daß die Strahlaustrittsdüsen mit ihren Strahlachsen in Ebenen liegen, die auch die Flugkörperlängsachse enthalten und die Strahlachsen für einen aufeinander zugerichtet verlaufenden Strahlaustritt um gleiche Winkelbeträge geneigt angeordnet sind. Vorteilhafterweise werden durch die geneigt gegen die Flugkörperlängsachse austretenden Treibgasstrahlen gegenüber bisher bekannten Ausführungen mit nach außen gerichtetem Strahlaustritt, bei gleichem Abstand des Schwerpunktes von der Flugkörperhinterkante, wesentlich größere Hebelarme für den Angriff der Schubkräfte und damit größere Steuermomente um Nick- bzw. Gierachse wirksam. Mit einer solchen Ausbildung werden durch Strahlinterferenz höhere Schubkräfte erzielt.

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In weiterer, vorteilhafter Ausgestaltung des Haupterfindungsgedankens ist ferner vorgesehen, daß die Strahlaustrittsdüsen zur Erzeugung von Rollsteuermomenten um zu den Strahlachsen geneigte Achsen drehbar angeordnet sind.

Des weiteren ist vorgesehen, daß den Strahlaustrittsdüsen zur Erzeugung von Rollsteuermomenten eine um die Längsachse des Flugkörpers drehbare Spoilerscheibe zugeordnet ist, welche die Strahlaustrittsöffnungen der Strahlaustrittsdüsen überdeckende Durchtrittsöffnungen mit in die Gasstrahlen einschwenkbaren Strahlablenkflächen aufweist. Die aufeinander zulaufende Strahlführung ergibt in Verbindung mit der Ablenkung der Treibgasstrahlen durch die Ablenkmittel auch eine Verstärkung der Steuermomente für die RoI!steuerung.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.

Es zeigt:

Fig. 1 den hinteren Abschnitt eines raketengetriebenen Flugkörpers' in Seitenansicht, schematisiert und teilweise geschnitten dargestellt,

Fig. 2 eine Ansicht des Flugkörpers gemäß Fig. 1, gesehen in Richtung auf die Strahlaustritte,

Fig. 3 als weitere Ausführungsform den hinteren Abschnitt eines raketengetriebenen Flugkörpers in Seitenansicht, schematisiert und teilweise längsgeschnitten dargestellt und

Fig. 4 eine Ansicht des Flugkörpers gemäß Fig. 3, gesehen in Richtung auf die Strahlaustritte.

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Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel nach Fig. 1 und 2 ist mit 1 der gesamte Flugkörper, mit 2 die äußere Ummantelung und mit X die Flugkörperlängs- bzw. Rollachse bezeichnet. Innerhalb der Ummantelung 2 sind in gebündelter Anordnung Antriebsanlagen 3, 4 bzw. 5, 6, z.B. Raketenmotoren, angeordnet. Die Längsachsen der Motoren 3 bis 6 bzw. die Strahlaustrittsachsen X¹ liegen dabei in Bezugsebenen E-E, welche auch die Flugkörperlängsachse X enthalten. Bei der im Ausführungsbeispiel vorgesehenen Anordnung von vier Antriebsmotoren stehen je zwei Motoren einander diametral gegenüber, wobei die Strahlachsen X¹, gesehen in Umfangsrichtung, gleiche Abstände voneinander aufweisen.

Die Raketenmotoren 3 bis 6 enthalten in herkömmlicher Weise Brennkammern 8, entsprechende Brennstoffvorratsbehälter sowie TreibstoffZuführungen mit Regeleinrichtungen. Die Strahlaustrittsdüsen 10, 11, 12, 13 der Raketenmotoren 3 bis 6 bzw. deren Strahlachsen X¹ sind in Richtung auf die Rollachse X des Flugkörpers 1 um einen gleichen Winkel OC geneigt angeordnet, so daß die Treibgasstrahlen gegeneinander gerichtet aus den Düsen 10 bis 13 austreten. Wie bereits beschrieben, liegen die Strahlachsen X¹ dabei in Ebenen E-E, welche auch die Flugkörperrollachse bzw. die Flugkörperlängsachse X einschließen.

Nach dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 3 und 4 ist den Strahlaustrittsöffnungen 23 der Strahlaustrittsdüsen 10 bis 13 eine Spoilerscheibe 18 zugeordnet, die der Anzahl der Strahlaustrittsöffnungen 23 und deren Durchmesser entsprechende Durch-

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trittsöffnungen 19 besitzt. Mittels der Durchtrittsöffnungen 19 sind an der Spoilerscheibe 18 Zwischenwandabschnitte 22 gebildet, die für den Eingriff in die Treibgasstrahlen zur Erzeugung einer Rollbewegung des Flugkörpers 1 um seine Längsachse X dienen. Die Spoilerscheibe 18 weist Schalenform auf und hat mit ihrer Außenwandfläche 24 einen geringstmöglichen Abstand von den Strahlaustrittsöffnungen 23 der Strahlreaktionsdüsen. Ferner bezeichnet hierbei a den Abstand des Schwerpunktes c von der Flugkörperhinterkante, T die Schubresultierenden und h die wirksamen Hebelarme.

Die Wirkungsweise der Steuereinrichtungen gemäß Fig. 1 und 2 der beschriebenen Ausführung ist dabei wie folgt: Die gegeneinander und gegen die Flugkörperlängsachse geneigt austretenden Treibgasstrahlen erzeugen innerhalb des Interferenzraumes 15 und in einem anschließenden Bereich eine schubverstärkende Interferenzwirkung. Daraus ergeben sich für die Nicksteuerung bzw. Giersteuerung des Flugkörpers 1 bei einem gegebenen Abstand a des Schwerpunktes c von der Flugkörperhinterkante verstärkte Nickmomente bzw. Giermomente, und zwar durch die Vergrößerung der wirksamen Hebelarme h, in Bezug auf die Schubresultierenden T, im Gegensatz zu dem bisher bekannten zur Flukörperlängsachse parallelen oder nach außen gerichteten Strahlaustritt.

Bei der Ausführung gemäß Fig. 3 und 4 wird, zusätzlich zur Gier- und Nicksteuerung, durch die Spoilerscheibe 18 eine Ab-

¹ ?■ π 0 3 "? / π 1 H *

lenkung der aus den Strahldüsen 10 bis 13 austretenden Treibgasstrahlen im Sinne der Erzeugung eines Rollmomentes bewirkt. Zur Erzeugung des Rollmomentes wird dabei die Spoilerscheibe 18 um die Achse 21 gedreht/ so daß die Durchtrittsöffnungen 19 der Spoilerscheibe 18 nicht mehr mit den Strahlaustrittsöffnungen 23 der Strahlaustrittsdüsen 10 bis 13 in überdeckung sind. Die Zwischenwandabschnitte 22 der Spoilerscheibe 18 greifen gleichzeitig und von der gleichen Seite in die Treibgasstrahlen der Austrittsdüsen 10 bis 13 ein und bewirken die gewünschte Ablenkung. Es wird dabei eine am Plugkörper tangential in Umfangsrichtung angreifende Schubkomponente erzeugt, die die Lage des Flugkörpers 1 in Bezug auf seine Rollachse beeinflußt.

24. Jan. 1980 130032/0106

Leerseite

Claims

DORNIER GMBH Friedrichshafen Reg. 2476 Pa tentansprüche :

1.) Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Plugkörper, Raketen o.dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit Strahlaustrittsdüsen vorhanden sind, deren Strahlachsen auf einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen Abständen voneinander liegen, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) mit ihren Strahlachsen (X¹) in Ebenen (E-E) liegen, die auch.die Flugkörperlängsachse (X) enthalten und die Strahlachsen (X') für einen aufeinander zugerichtet verlaufenden Strahlaustritt um gleiche Winkelbeträge (<£) geneigt angeordnet sind.

2. Steuereinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Bereich der Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) eine zumindest teilweise innerhalb der äußeren Ummantelung (2) liegende Interferenzzone (15) gebildet ist.

3. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) zur Erzeugung von Rollsteuermomenten um zu den Strahlachsen geneigte Achsen drehbar angeordnet sind.

4. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß den Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) zur Erzeugung von Rollsteuermomenten eine um die Längsachse (X) des Flugkörpers drehbare Spoilerscheibe (18) zugeordnet ist, welche die Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) überdeckende Durchtrittsöffnungen (19) mit in die Gasstrahlen einschwenkbaren Strahlablenkflächen (22) aufweist.

5. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Spoilerscheibe (18) die Form eines Schalenteiles besitzt, und dessen konvexe Außenwandfläche (24) den Austrittsöffnungen (23) der Düsen (10, 11, 12, 13) zugewandt ist.

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