DE3003231C2

DE3003231C2 - Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen o.dgl.

Info

Publication number: DE3003231C2
Application number: DE3003231A
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: 1984-01-05
Also published as: SE8100747L; GB2068311B; IT8068752A0; FR2474439A1; GB2068311A; IT1167303B; DE3003231A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen od. dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit feststehend angeordneten 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 ζ. B. die Nicksteuerung des Flugkörpers.

Es sind ferner auch Antriebsanlagen bekanntgeworden, 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 Teile 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 Ablöseverhalten, insbesondere im Bereich der Strahlaustritte, als auch eine Verbesserung der Schubvi ^;rkung hinsichtlich der erzielbaren Steirermomente 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 zur Bildung einer Interferenz/one eine stromab aufeinander zugerichtete und um gleiche Winkelbeträge geneigte Lage einnehmen. Vorteilhafterweise werden durch die geneigt gegen die Flugkörperlängsachse austretenden Treibgasstrahlen gegenüber bisher bekannten Ausführungen mii 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.

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 Rolisteuerung.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der. Erfindung dargestellt. Es zeigt

F i g. 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,

F i g. 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.

Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel nach F i g. 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 5, 4 bzw. 5, 6, z. B. Raketenmotoren, angeordnet. Die Längsachsen der Motoren 3 bis 6 bzw. die Strahlaustrittsachsen X' 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 X', 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 Raketen-

motoren 3 bis 6 bzw. deren Strahlachscn X' sind in Richtung aaf die Rollachse X des Flugkörpers 1 um einen gleichen Winkel α geneigt angeordnet, so daß die Treibgasstrahlen gegeneinander gerichtet aus den Düsen 10 bis 13 austreten. Wie bereits beschrieben, liegen die Strahlachsen X' dabei in Ebenen E-E, weiche 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 Durchtrittsöffnungen 19 besitzt. Mittels der Durchtrittsöffnungen 19 sind an der Spoilerscheibe 18 Zwischenwandabschnitte 22 gebildet, ii die für den Eingriff in die 1 reibgasstrahlen zur Ei zeugung 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

;ypn 'der Flugkorperhinterk'ante, Tdie Schubfesültiiren-

~den und Λ die wirksamen Hebelarme.

~^: Die Wirkungsweise der Steuereinrichtungen gemäß

:Fig. 1 und 2 der'beschriebenen Ausfuhrung ist dabei ^wie folgt:

Die gegeneinander und gegen die Flugkörperlängsaciise geneigt austretenden Treibgassträhjen erzeugen innerhalb der Interferenzzone 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 A₁ in bezug auf die Schubresultierenden T, im Gegensatz zu dem bisher bekannten zur Flugkörperlängsachse parallelen oder nach außen gerichteten Strahlaustritt.

Bei der Ausführung gemäß F i g. 3 und 4 wrd, zusätzlich zur Gier- und Nicksteuerung, durch die Spoilerscheibe 18 eine Ablenkung 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 Strahlaus trittsdüsen 10 bis 13 in Überdeckung sind. Die ,Zwischenwandabschnitte 22 der Spoilerscheibe 18 greifen gleichzeitig und von der gleichen Seite in.die Treibgasstrahlerifder Austrittsdüsen "10 bis 13 ein und bewirken die gewünschte Ablenkung. Es wird dabei eine am Flugkörper tangential in Umfangsrichtung angreifende Schubkomponente erzeugt, die die Lage des Flugkörpers 1 in bezug auf seine Rollachse beeinflußt.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen od. dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gicrachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit feststehend angeordneten Slrahlaustrittsdüsen vorhanden sind, deren Strahlachsen auf einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen Abständen voneinander liegen, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlaustrittsdüsen (10, ί 1,12,13) mit ihren Strahlachsen (X') in Ebenen (E-E) liegen, die auch die Flugkörperlängsachse f-ty enthalten und die Strahlachsen (X)zux Bildung einer !nterferenzzone (15) eine stromab aufeinander zugerichtete und um gleiche Winkelbeträge (λ) geneigte Lage einnehmen.

2. Steuereinrichtung nach Anspruch I, dadurch gekennzeichnet, daß zur Ausnutzung des Interferenzeffekies im Bereich der Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) innerhalb einer sämtliche Antriebsmotoren (3, 4 bzw. 5, 6) einschließenden äußeren Ummantelung (2) ein stromab offener Raum gebildet ist.

3. 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 Strahlablenkflät-hen (22) aufweist.

•

4. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 und 4, 3*5 dadurch gekennzeichnet, daß die Spoilerscheibe (18) die Form eines Schalenteiles besitzt, dessen konvexe Außenwandfläche (24) den Austrittsöffnungen (23) der Düsen (10,11,12,13) zugewandt ist.

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