DE3338697A1

DE3338697A1 - STEERING FLOOR

Info

Publication number: DE3338697A1
Application number: DE19833338697
Authority: DE
Inventors: Eustace Laurence Goldsmith; Ian Mcgregor
Original assignee: UK Secretary of State for Defence
Current assignee: UK Secretary of State for Defence
Priority date: 1982-10-28
Filing date: 1983-10-25
Publication date: 1991-01-03
Also published as: GB2230844B; GB2230844A; SE8305863L; IT8349204A0; SE8305863D0

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Lenkgeschosse und sog. Marschflugkörper, die an ihrem hinteren Endteil Einlaßöffnungen für den Antriebsmotor aufweisen.The invention relates to steering projectiles and So-called cruise missiles, which at their rear end part Have inlet openings for the drive motor.

Wenn ein Körper, beispielsweise ein Lenkgeschoß, sich mit hoher Geschwindigkeit bewegt, dann bilden sich Gier- oder Schleppwirbel an dem Teil des Flugkörpers aus, der zum Schleppteil wird. Falls diese vom Lenkge schoß oder einem seiner Teile erzeugten Wirbel in die Einströmstutzen für den Antriebsmotor gelangen, ergibt sich ein Abfall des erzeugten Druckes. Dies kann nicht nur zu einer geringeren Antriebsleistung des Motors, son dern auch zu seiner Zerstörung und zu schädlichen Aus wirkungen für das Lenkgeschoß führen.If a body, such as a missile, moves at high speed, then form Yaw or drag vortex on the part of the missile that becomes a towed part. If this from the steering shot or one of its parts produced eddies in the Inflow connection for the drive motor, results there is a drop in the pressure generated. It cannot only to a lower drive power of the motor, son also its destruction and harmful extinction effects for the steering floor.

Bei einigen bekannten Lenkgeschossen dieser Art mit mehreren Einlässen sind durch Kabelkanäle gebildete Streifen an Stellen in der Mitte der Einströmöffnun gen angebracht worden, um diese Schwierigkeiten zu vermindern. Dies war jedoch nicht voll zufriedenstel lend.With some known steering projectiles of this type several inlets are formed by cable ducts Stripes in the middle of the inlet opening conditions have been applied to overcome these difficulties Reduce. However, this was not entirely satisfactory lend.

Gemäß der Erfindung wird eine Lösung für dieses Problem vorgeschlagen, die im Hinblick auf die Geschoß struktur und die Vorschubleistung besonders wirtschaft lich ist.According to the invention there is a solution to this Problem suggested with regard to the floor structure and the feed rate particularly economical is.

Gegenstand der Erfindung ist ein Lenkgeschoß mit Motor-Einlaßöffnungen am hinteren Ende, wobei jeder Einlaßöffnung ein Wirbelverankerungs-Streifen zuge ordnet ist, der sich in Längsrichtung des Lenkgeschosses erstreckt und etwa in einer Ebene liegt, die durch die Längsachsen des Geschosses und der jeweiligen Einstrom öffnung definiert ist. Die Einströmöffnung nimmt in der Breite mit dem radialen Abstand von der Geschoß oberfläche effektiv zu. Bevorzugt liegt der Streifen in der genannten Ebene.The invention relates to a steering projectile with Engine intake ports at the rear end, each Inlet opening a vortex anchoring strip is arranged in the longitudinal direction of the steering column extends and lies approximately in a plane through the Longitudinal axes of the floor and the respective inflow opening is defined. The inflow opening takes in the width with the radial distance from the floor surface effectively. The strip is preferably located at that level.

Die Wirbelverankerungs-Streifen können so angeord net sein, daß sie vom im Querschnitt etwa dreieckigen (bevorzugt gleichseitig-dreieckig) oder viereckigen (bevorzugt quadratischen) Geschoßrumpf gebildet werden. Die Verankerungskämme können auch durch Streifen gebil det werden, die sich entlang eines im übrigen etwa zy lindrischen, vorzugsweise kreiszylindrischen, Flugkörper rumpfes erstrecken. Diese Streifen haben vorzugsweise scharfe Schneiden. Die Breite sollte nicht größer als 0,1 des Rumpfkalibers sein, wobei 0,02 Kaliber besonders geeignet ist. The vertebral anchoring strips can be arranged in this way be net that they are approximately triangular in cross section (preferably equilateral triangular) or quadrangular (preferably square) fuselage are formed. The anchoring combs can also be formed by strips be det, which along an approximately zy Lindric, preferably circular cylindrical, missile stretch hull. These strips preferably have sharp edges. The width should not be greater than 0.1 of the fuselage caliber, with 0.02 caliber particularly suitable is.

Vorzugsweise erstrecken sich die Streifen zumin dest bis zur Geschoßschulter nach vorne und zweckmäßig bis zur Basis des Nasenkonus, d. i. 0,8 des Flugkörper kalibers (Flugkörperdurchmessers) hinter die Nase.The strips preferably extend to least up to the shoulder of the floor and functional to the base of the nose cone, d. i. 0.8 of the missile caliber (missile diameter) behind the nose.

Gemäß einem Merkmal der Erfindung können die Strei fen ein oder zwei Flugkörper-Durchmesser vor den Ein strömöffnungen enden. Sie können jedoch auch am oder hin ter den Einströmöffnungen in Grenzschichtteilern enden und so die Strukturfestigkeit der Einströmkanäle verbes sern.According to a feature of the invention, the stripes one or two missile diameters in front of the one flow openings end. However, you can also go on or out end the inflow openings in boundary layer dividers and so improves the structural strength of the inflow channels ser.

Bei einer Ausführung der Erfindung ist die Form je der Einströmmündung so gewählt, daß ein Winkel zwischen 90 und 170° angrenzend an den Geschoßrumpf eingeschal tet ist, um welchen Winkel der Einlaß etwa symmetrisch ist, um die Wahrscheinlichkeit weiter zu verringern, daß bei extremen Neigungswinkeln Wirbel eingesaugt wer den.In one embodiment of the invention, the shape is the inflow mouth chosen so that an angle between Shuttered 90 and 170 ° adjacent to the fuselage tet is about what angle the inlet is approximately symmetrical is to further decrease the likelihood that whorls are sucked in at extreme angles of inclination the.

Gemäß einer anderen Ausgestaltung der Erfindung sind die Einströmmündungen halb-achsensymmetrisch mit einer zum Geschoßrumpf gerichteten kreisbogenförmigen Begrenzung. Dies ergibt den Vorteil einer wirksamen Grenzschichtabsaugung von den äußeren Teilen der Ein strömmündungen. Die Größe der Einströmmündungen kann so gewählt werden, daß der gesamte Einströmbereich ins gesamt 25 bis 50% des maximalen Flugkörper-Querschnit tes einnimmt. Unter Berücksichtigung der Lagerung ist der Abstand jeder Einströmöffnung vom Flugkörperrumpf vorzugsweise auf nicht weniger als 1 bis 2 Grenzschicht dicken am Flugkörperrumpf in der Nähe der Einströmöff nungen verringert. According to another embodiment of the invention the inflow orifices are semi-axisymmetric with one in the shape of a circular arc facing the fuselage Limitation. This gives the advantage of being effective Boundary layer suction from the outer parts of the one estuaries. The size of the inflow orifices can be chosen so that the entire inflow range into total 25 to 50% of the maximum cross-section of the missile takes it. Taking into account the storage is the distance of each inflow opening from the missile fuselage preferably on not less than 1 or 2 boundary layers thick on the missile fuselage near the inflow reduced.

Zweckmäßig sind die Einströmmündungen 8 bis 9 Rumpfdurchmesser hinter der Nase angeordnet und lie gen insgesamt in der gleichen Radialebene. Der Aus druck "nach rückwärts" in dieser Beschreibung soll irgendeine Position bedeuten, gewöhnlich hinter min destens drei Flugkörperdurchmessern, bei welcher die Wirbel vor den Einströmöffnungen vom Flugkörper in der Schleppe eines Neigungswinkels erzeugt werden.The inflow openings 8 to 9 fuselage diameters are expediently arranged behind the nose and lie overall in the same radial plane. The expression "backwards" in this description is intended to mean any position, usually behind at least three missile diameters, in which the vortices are generated in front of the inflow openings by the missile in the wake of an angle of inclination.

Im folgenden werden Lenkgeschosse gemäß der Er findung anhand der Zeichnung im einzelnen beschrieben. Es zeigen:Below are guided missiles according to the Er invention described in detail using the drawing. Show it:

Fig. 1 eine Seitenansicht eines Teiles eines ersten Flugkörpers bzw. Lenkgeschosses; Figure 1 is a side view of part of a first missile or missile.

Fig. 2 eine Vorderansicht des Flugkörpers nach Fig. 1; Fig. 2 is a front view of the missile of Fig. 1;

Fig. 3, 4 eine Seiten- und eine Frontan sicht einer zweiten Flugkörper- Ausführung; Fig. 3, 4 are side and Frontán view of a second embodiment missile;

Fig. 5, 6 Vorderansichten von zwei weiteren Ausführungen; Fig. 5, 6 are front views of two further embodiments;

Fig. 7, 8 graphische Darstellungen der Pitot-Druck-Änderungen bei Nei gungswinkeln von jeweils 10 und 14°. Fig. 7, 8 are graphical representations of the Pitot pressure changes in Nei supply angles of 10 and 14 °.

Das in den Fig. 1 und 2 dargestellte Lenkgeschoß 10 hat vier Motoreinlässe 11, die symmetrisch um den Flugkörper nach rückwärts weisend angeordnet sind. Die Öffnung bzw. Mündung jeder Einströmung 11 wird gegen über dem Flugkörper durch eine Halterung mit einer Lei ste 12 und einem Grenzschichtteiler 13 auf Abstand ge halten. Die Leiste 12 hat die Form einer scharfkantigen Platte und erstreckt sich von der Einströmung bis zwi schen die Schulter 10s des Lenkgeschosses und seinen Nasenkonus 11c. Die Leisten 12 sind in den Radialstrah len angeordnet, welche die Längsachse des Lenkgeschosses mit der der Einströmung verbinden. Jede Einströmmündung schließt an der Leiste einen Winkel 11a ein. Die Anord nung ist so getroffen, daß bei allen möglichen Neigungs winkeln des Lenkgeschosses im Flug die dabei erzeugten Wirbel generell vor den Einströmungen auftreten und bei de an den Streifen 12 gehalten und durch die Einströmun gen vermieden werden. Bei einer Ausführung dieses er sten Lenkgeschoßtypes beträgt der Winkel 11a 150°.The steering projectile 10 shown in FIGS . 1 and 2 has four engine inlets 11 , which are arranged symmetrically around the missile, pointing backwards. The opening or mouth of each inflow 11 is against the missile by a bracket with a Lei ste 12 and a boundary layer divider 13 keep ge at a distance. The bar 12 has the shape of a sharp-edged plate and extends from the inflow to between the shoulder's 10 s of the steering column and its nose cone 11 c. The strips 12 are arranged in the radial rays len, which connect the longitudinal axis of the steering column with that of the inflow. Each inflow mouth includes an angle 11 a on the bar. The arrangement is made so that at all possible angles of inclination of the steering column in flight, the vortices generated generally occur before the inflows and are held at the strips 12 and avoided by the inflows. In an execution of this he most type of steering projectile, the angle 11 a 150 °.

Das Lenkgeschoß 30 gemäß Fig. 3 und 4 besitzt vier Maschineneinlässe 31, die symmetrisch um das Lenkgeschoß an seinem hinteren Ende montiert sind. Vor jeder Ein strömung 31 und an jedem die Einströmachse mit der Lenk geschoßachse verbindendem Radialstrahl sind Streifen 32 vorgesehen. Die Streifen 32 sind scharfkantige Platten und erstrecken sich von irgendeinem Punkt an der Ge schoßnase bis gerade vor die Einströmungen 31. Diese Einströmungen 31 sind halb-achsensymmetrisch im Quer schnitt, wobei die ebene Begrenzungsfläche nach auswärts weist und eine Grenzschichtabzapfung (nicht dargestellt) aufweist. The steering shell 30 in accordance with Fig. 3 and 4 has four Maschineneinlässe 31, which are mounted symmetrically about the steering projectile at its rear end. Before each A flow 31 and at each of the inflow axis with the steering projectile connecting radial beam strips 32 are provided. The strips 32 are sharp-edged plates and extend from any point on the lap nose Ge just before the inflows 31st These inflows 31 are semi-axially symmetrical in cross section, the flat boundary surface facing outward and having a boundary layer tap (not shown).

Bei einem typischen Beispiel der zweiten Lenkge schoßausführung haben die Leisten 32 eine Breite von 0,1 Rumpfdurchmesser und erstrecken sich von 0,8 bis 7 Rumpfdurchmesser nach hinten. Die Einströmmündung 31 ist 8 Rumpfdurchmesser achtern angeordnet und be ginnt zwei Grenzschichtdicken (bestimmt im Flug) vom Geschoßkörper. Der gesamte Einströmbereich entspricht 37,5% des Körperquerschnitts.In a typical example of the second steering lock version, the strips 32 have a width of 0.1 hull diameter and extend from 0.8 to 7 hull diameter to the rear. The inflow mouth 31 is arranged 8 fuselage diameters aft and begins two boundary layer thicknesses (determined in flight) from the projectile body. The entire inflow area corresponds to 37.5% of the body cross section.

Das dritte Lenkgeschoß gemäß Fig. 5 hat einen Rumpf 50, der im Querschnitt ein gleichschenkliges Dreieck bildet. Die dadurch gebildeten Kanten 50a stel len die Wirbelverankerungen dar. Drei Motoreinlässe 51, deren Form den Einlässen 31 nach Fig. 4 entsprechen, sind jeweils am Außenrand der Kanten 50a angeordnet.The third steering projectile according to Fig. 5 has a body 50 forming an isosceles triangle in cross section. The edges 50 a formed thereby represent the vertebral anchorages. Three engine inlets 51 , the shape of which corresponds to the inlets 31 according to FIG. 4, are each arranged on the outer edge of the edges 50 a.

Das vierte Lenkgeschoß nach Fig. 6 besitzt einen Rumpf 60 von quadratischem Querschnitt, dessen Ecken 60a die Wirbelverankerungen bilden. Vier Einlässe 61 von gleicher Form gemäß denen der Fig. 4 sind jeweils außen an den Kanten 60a angeordnet.The fourth steering projectile according to Fig. 6 has a body 60 of square cross-section, the corners 60 A, the vertebral anchors form. Four inlets 61 of the same shape according to those of FIG. 4 are each arranged on the outside at the edges 60 a.

Die Fig. 7 und 8 zeigen Testergebnisse einer ty pischen Ausführung des zweiten Lenkgeschosses. In die sen Tests wurde der Pitot-Druck 0,2 Kaliber von der Rumpfoberfläche an einer Stelle 7,5 Kaliber achtern der Geschoßnase unter einer Vielzahl von Winkeln R um den Rumpf gemessen, wobei R=0 einer Stelle oberhalb eines Streifens entspricht. Die Figuren zeigen die Testergebnisse bei M=1,8 und Neigungswinkeln von jeweils 10 und 14°, wobei die Vollinien die Druckwer te ohne befestigte Streifen und die gestrichelten Linien mit den Streifen kennzeichnen. Ohne Streifen ergibt sich eine große Senkung im Pitot-Druck um die 30°-Roll-Lage, in der das Pitotrohr das Zentrum der Rumpfwirbel dicht passiert. Mit den Streifen ist die se Änderung des Pitot-Druckes nahezu vollständig bei einem Winkel von 10° beseitigt und wesentlich redu ziert bei 14°. FIGS. 7 and 8 show test results of an execution of the second steering ty european projectile. In these tests, the pitot pressure was measured 0.2 caliber from the fuselage surface at a location 7.5 caliber aft of the projectile nose at a variety of angles R around the fuselage, where R = 0 corresponds to a location above a strip. The figures show the test results at M = 1.8 and inclination angles of 10 and 14 °, the solid lines indicating the pressure values without attached strips and the dashed lines with the strips. Without stripes, there is a large drop in pitot pressure around the 30 ° roll position, in which the pitot tube passes tightly through the center of the trunk vertebrae. With the stripes, this change in pitot pressure is almost completely eliminated at an angle of 10 ° and significantly reduced at 14 °.

Claims

1. Steering projectile with flow openings provided on its end part for the drive motors, characterized in that
that each inflow opening ( 11 , 31 , 51 , 61 ) has a peg anchoring which extends in the longitudinal direction of the floor and lies approximately in the plane defined by the longitudinal axes of the steering floor ( 10 , 30 , 50 , 60 ) and the inflow opening, and
that the width of the inflow opening effectively increases with the distance from the surface of the projectile.

2. Steering projectile according to claim 1, characterized, that the vertebral anchorages are arranged so that they are formed by the triangular cross-section of the fuselage be det.

3. steering projectile according to claim 1, characterized, that the vertebral anchorages are arranged so that they formed by the cross-section of the fuselage will.

4. Steering projectile according to claim 1, characterized in that the peg anchors are ausgebil det as strips ( 12 ).

5. Steering projectile according to one of claims 1 to 4, characterized in that the strips ( 12 ) end at a distance between one and two projectile diameters in front of the inflow openings ( 11 ).

6. Steering projectile according to one of the preceding claims, characterized in that the inflow openings ( 31 , 51 , 61 ) are semi-axis symmetrical.