DE3442973C1

DE3442973C1 - Vorrichtung zum Stabilisieren und Vermindern der Pendelung eines mit Überschallgeschwindigkeit fliegenden Flugkörpers

Info

Publication number: DE3442973C1
Application number: DE19843442973
Authority: DE
Inventors: Walter 8028 Taufkirchen Kranz; Horst Dr. 8029 Arget Schneider
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1984-11-24
Filing date: 1984-11-24
Publication date: 1986-01-09

Description

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung durch im Kennzeichen des ersten Patentanspruches angegebenen Merkmale gelöst. Demgemäß werden mehrere, bevorzugt symmetrisch am Umfang des Flugkörpers verteilte wirkungsgleiche und über die gesamte Stabilisierungsdauer tätige Fluidsteuerstrahlen verwendet, die auf den Flugkörper bildlich gesprochen wie eine Feder wirken und ihn selbsttätig immer in einen Flugzustand zurückführen, in dem Flugrichtung, d. h. die Richtung der Flugbahntangente, und Flugkörperlängsachse zusammenfallen. Wie oben erwähnt, führt eine Anstellung des Flugkörpers, in der Flugrichtung und Flugkörperlängsachse nicht zusammenfallen, zu einem asymmetrischen Strömungsverlauf längs der Flugkörperkontur.
Durch derartige Flugzustände werden Luv- und Lee-Seite mit verschiedenen lokalen Strömungsgeschwindigkeiten definiert. Infolge dieser unterschiedlichen Anströmung werden durch die wirkungsgleichen Fluidsteuerstrahlen unterschiedliche Querkräfte erzeugt, die stets ein rückstellendes Moment auf den Flugkörper in Richtung auf den idealen Flugzustand bewirken.
Als Minimum zur Stabilisierung des Flugkörpers in einer Ebene sind zwei sich gegenüberliegende wirkungsgleiche Fluidsteuerstrahlen notwendig. Bereits mit drei gleichmäßig am Umfang des Flugkörpers verteilten Ausblasöffnungen, aus denen wirkungsgleiche Fluidsteuerstrahlen ausgeblasen werden, ist eine Zweiachsenstabilisierung zu erreichen. Es können auch mehrere in Längsrichtung des Flugkörpers versetzte und gegenseitig verdrehte Kränze von Ausblasöffnungen für wirkungsgleiche Fluidsteuerstrahlen eingesetzt werden.
Um eine hohe Effektivität der Fluidsteuerstrahlen zu erzielen, muß natürlich die Lage der Ausblasöffnungen in Flugkörperlängsrichtung optimiert werden. Besonders günstig ist es, wenn die Ausblasöffnungen einen möglichst großen Abstand vom Flugkörperschwerpunkt haben und außerdem an Orten angeordnet sind, an denen möglichst hohe Unterschiede in den Anströmgeschwindigkeiten von Luv- und Lee-Seite auftreten.
Außerdem spielt auch die Größe des Anstellwinkels der Wirkungsrichtung der Fluidsteuerstrahlen in bezug zu der Flugkörperlängsachse eine Rolle.
Die über den Umfang des Flugkörpers verteilten Ausblasöffnungen können im übrigen zu einem um den Umfang verlaufenden Ringspalt zusammengefaßt werden. Das Fluid tritt aus diesem Ringspalt in Form eines scheibenförmigen Fluidschleiers aus, wodurch eine besonders feinfühlige selbsttätige Rückführung des Flugkörpers in den optimalen Flugzustand erreicht wird. Ein derartiger Fluidschleier kann auch dadurch erreicht werden, daß innerhalb des Flugkörpers eine schnell rotierende Düsenanordnung vorgesehen ist, aus der ein oder mehrere Fluidsteuerstrahlen austreten, die dann durch den Ringspalt in die Überschall-Luftströmung ausgeblasen werden.
Eine weitere Möglichkeit, die Effektivität der wirkungsgleichen Fluidsteuerstrahlen zu erhöhen, besteht darin, in das Rezirkulationsgebiet vor dem Fluidsteuerstrahl ein reaktives Medium zu injizieren, z. B. H2, Hydrazin oder ähnliches, wobei durch die im allgemeinen spontane Reaktion dieses reaktiven Mediums mit dem Fluidsteuerstrahl das Überdruckgebiet ausgedeht wird und eine beträchtliche Querkrafterhöhung zu erreichen ist. Dies liegt auch daran, daß im Rezirkulations- bzw.
»TotwassergebietAusblasöffnung gute Zündbedingungen für die spontane Reaktion des reaktiven Mediums mit dem Fluidsteuerstrahl und der umgebenden Luft vorliegen.
Eine höhere Wirkung der Fluidsteuerstrahlen kann auch dadurch erreicht werden, daß man jeden Fluidsteuerstrahl in mehrere Teilstrahlen aufteilt, z. B. dadurch, daß die zugeordnete Ausblasöffnung in mehrere dicht nebeneinander liegende Öffnungen aufgeteilt wird. Man erzielt auf diese Weise einen mehr flächenförmigen Fluidsteuerstrahl. Das zugehörige Loch- bzw. Spaltmuster wird anhand von Experimenten optimiert.
Die Vorrichtung gemäß der Erfindung kann bei nicht- rotierenden, aber auch mit geringer Variierung bei rollenden, insbesondere rollstabilisierten Flugkörpern angewandt werden. Gegebenenfalls muß das Prinzip der gleichen Intensität der Fluidsteuerstrahlen geringfügig korrigiert werden, um die Einhaltung eines Trimm-Anstellwinkels des rollstabilisierten Flugkörpers sicherzustellen.
Zur Erzeugung der Fluidsteuerstrahlen kann z. B. ein gemeinsamer Gasgenerator verwendet werden. Ebenso ist es möglich, bei selbstgetriebenen Flugkörpern einen sehr kleinen Teil des Triebwerkstrahles abzuzweigen, wobei dann die beschriebene Stabilisierung aktiviert wird, kurz bevor der Axialschub des Triebwerks aufgebaut wird.
Die Vorteile der selbsttätigen Stabilisierung des Flugkörpers gegenüber herkömmlichen Lösungen lassen sich folgendermaßen zusammenfassen: Die Rückstellkräfte zum Vermindern der Pendelung des Flugkörpers werden direkt automatisch in der gewünschten Richtung während der gesamten Stabilisierungsdauer erzeugt.
Der Widerstand des Flugkörpers während des Fluges wird nicht oder nur geringfügig erhöht, wobei dies von der Ausblasrichtung und Konturneigung der Flugkörperaußenwand am Ausblasort abhängig ist.
Da nur sehr kleine Öffnungen, und zwar im Millimeterbereich, in dem Außenmantel des Flugkörpers für die Fluidsteuerstrahlen notwendig sind, entfallen für einen Rohrabschuß des Flugkörpers hinderliche mechanische Strukturen. Ebenso können Drallzüge bei einem Rohrabschuß entfallen. Durch Fortfallen des zur Stabilisierung von ungelenkten Flugkörpern ansonsten notwendigen Dralls kann auch die Flugkörperreichweite erhöht werden.
Für die Vorrichtung gemäß der Erfindung ist keine Regelung notwendig, so daß sich insgesamt auch die Herstellungskosten für den Flugkörper verringern.
Die Fluidsteuerstrahlen können bevorzugt im Bereich des Hecks des Flugkörpers und im Bereich der Flugkörperspitze in die Überschall-Luftströmung ausgeblasen werden. Fluidsteuerstrahlen im Bereich der Flugkörperspitze bringen den Vorteil der sogenannten Entenruder - die Querkraft wirkt direkt in gewünschter Richtung, ohne wie bei Hecksteuerung zunächst eine Querkraft aufbauen müssen - ohne deren Nachteile in Kauf nehmen zu müssen, das sind im wesentlichen die Wirkungen von Abwinden auf Flügel und Heckflossen.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.
Die Erfindung ist in Ausführungsbeispielen anhand von Zeichnungen näher erläutert. In der Zeichnung stellt dar Fig.1 eine schematische Seitenansicht eines Flugkörpers gemäß der Erfindung zur Erläuterung des Stabilisierungsprinzips in einer Ebene; Fig.2 eine schematische Seitenansicht eines Flugkörpers mit einer Stabilisierungsvorrichtung gemäß der Erfindung, die im Heckbereich des Flugkörpers angeordnet ist; F i g. 3 und 4 schematische Querschnitte durch je eine Flugkörperspitze weiterer Ausführungen von Vorrichtungen zum Stabilisieren des Flugkörpers gemäß der Erfindung.
In Fig. 1 ist eine mit Überschallgeschwindigkeit fliegende, nicht rotierende längliche Granate 1 mit ihrer Längsachse 2 dargestellt, die im Bereich der Flugkörperspitze zwei radial gegenüberliegende Ausblasöffnungen 3-1, 3-2 aufweist, aus denen jeweils ein Fluidsteuerstrahl 4-1, 4-2 mit einem Winkel von 75" gegenüber der Flugkörperlängsachse 2 nach vorne geneigt austritt. Die Steuerstrahlen 4-1 und 4-2 erzeugen aufgrund der thermofluiddynamischen Reaktionen mit der den Flugkörper anströmenden Überschall-Luftgeschwindigkeit auf den Flugkörper Querschnitte Q-1 bzw. Q-2, die in F i g. 1 schematisch durch Pfeile dargestellt sind. Die Steuerstrahlen 4-1 und 4-2 werden z. B.
durch einen gemeinsamen Gasgenerator im Inneren des Flugkörpers 1 erzeugt; die Zuleitungen zu den Ausströmöffnungen 3-1 und 3-2 sind so aufgebaut, daß bei Anströmung des Flugkörpers in dessen Längsrichtung auf den Flugkörper jeweils gleiche Querkräfte Q erzeugt werden, so daß die resultierende R Null ist. Die Steuerstrahlen 4-1 und 4-2 werden während der gesamten gewünschten Stabilisierungsdauer kontinuierlich ausgeblasen. Die Ausblasgeschwindigkeit entspricht der Machzahl von etwa 1, der Druck liegt bei etwa 250 bar.
Der Massendurchsatz durch die Ausblasöffnungen wurde je Steuerstrahl zwischen 10 Gramm pro Sekunde und 100 Gramm pro Sekunde variiert. Die für beide Steuerstrahlen induzierten Querkräfte wurden auf einem Rechner berechnet. Bei einer Anstellung des Flugkörpers gegen die Flugrichtung ergibt sich die resultierende Querkraft R aus dem Unterschied der Querkräfte auf der Lee- und Luv-Seite. Für einen Massendurchsatz von 100 Gramm pro Sekunde je Steuerstrahl wurde bei einer Machzahl von 3,0 für die Flugkörper eine resultierende Querkraft von 45,9 N bei einem Anstellwinkel von 5° ermittelt, für eine Granatengeschwindigkeit mit der Machzahl 6,0 oder eine Resultierende von 129 N für den gleichen Anstellwinkel ermittelt Bei einem Anstellwinkel von 1" erhält man resultierende Rückstellkräfte bei ansonsten gleichen Daten von ungefähr 4,6 N bei einer Machzahl von 3,0 bzw. 12,9 N bei einer Machzahl von 6,0.
Die von den einzelnen Steuerstrahlen erzeugten Querkräfte und damit auch die resultierende Rückstellkraft ist für jeweils gleiche Anstellgeschwindigkeiten und gleiche Anstellwinkel linear abhängig von dem Massendurchsatz der einzelnen Steuerstrahlen.
In F i g. 2 ist wiederum schematisch eine nicht rotierende längliche Granate la mit ihrer Längsachse 2a gezeigt. Am Heck der Granate sind um den Umfang verteilt eine Vielzahl von Ausblasöffnungen 3a vorgesehen, aus denen jeweils Steuerstrahlen 4a ausgeblasen werden, die im idealen Flugzustand der Granate, d. h.
bei einer Anströmung parallel zu der Flugkörperlängsachse 2a jeweils gleich wirken. Die Resultierende aller Querkräfte der Steuerstrahlen 4a ist Null. Die Ausblasrichtung ist in diesem Fall etwa senkrecht zur Flugkörperlängsachse gewählt. In Flugkörperlängsrichtung hinter den Ausblasöffnungen 3a sind jeweils Ausblasöffnungen 5a angeordnet, aus denen ein Reaktionsmittel, z. B. Hydrazin ebenfalls während der gesamten Stabilisierungsdauer kontinuierlich ausgeblasen wird. Dieses Reaktionsmittel reagiert mit dem aus den Ausblasöffnungen 3a ausströmende Fluid und der umgebenden Anströmluft, so daß die Querkraft der einzelnen Steuerstrahlen erhöht wird. Die Resultierende aus diesen Querkräften ist im idealen Flugzustand der Granate weiterhin Null.
Wenn, wie in F i g. 2 durch den Pfeil v an der Granatenspitze angedeutet, diese nicht mehr achsparallel, sondern in einem Winkel 6:angeströmt wird, so ergeben sich auf der Lee- und Luv-Seite jeweils unterschiedliche Strömungsverläufe, wie dieses durch 6-Luv bzw. 6-Lee in der F i g. 2 angedeutet ist Auf der Lee-Seite baut sich ein Rezirkulationsgebiet 7a auf, wobei dessen »Totwassergebiet« die Ausblasöffnungen 5a für das Hydrazin gelegen sind. Die Querkräfte, die von den Steuerstrahlen und dem Hydrazin im Lee-Bereich erzeugt werden, sind wegen der dort geringen Strömungsgeschwindigkeit der umströmenden Luft kleiner als die auf der Luv-Seite erzeugten, so daß die Granate wieder in die Anströmrichtung hineindreht. Eine Gleichwirkung aller Querkräfte wird erreicht, wenn die Anströmrichtung vwieder parallel zur Längsachse 2a ist.
In Fig. 3 ist lediglich die Spitze einer Granate 1b mit der Granatenlängsachse 2b dargestellt. In der Granatenspitze ist ein Gasgenerator 8b gelegen, der während der gesamten gewünschten Stabilisierungsdauer brennt.
Das Gas des Gasgenerators 8b wird durch ein Gasleitrohr 9b aufgefangen und aus diesem durch mehrere Öffnungen 10b in einen Ringraum 1 ib ausgeblasen. Anstatt mehrerer Ausblasöffnungen am Mantel der Granate ist ein einziger, um den Granatenumfang laufender Ringspalt 3b vorgesehen, der mit dem Ringraum 11b kommuniziert. Das Gas des Gasgenerators wird bei dieser Ausführungsform in Art eines Gasschleiers in die den Flugkörper umströmende Überschall-Luftströmung ausgeblasen. Die Wirkung dieser Ausführungsform im Hinblick auf die Verminderung von Pendelungen der Granate ist wegen des flächenförmigen Gasschleiers sehr feinfühlig.

Claims

Patentansprüche: 1. Vorrichtung zum Stabilisieren und Vermindern der Pendelung eines mit Überschallgeschwindigkeit fliegenden Flugkörpers, insbesondere einer Granate, mit Hilfe von Fluidsteuerstrahlen, die zur Erzeugung einer der Pendelung entgegenwirkenden Querkraft auf den Flugkörper aus an dessen Umfang verteilten Ausblasöffnungen im wesentlichen radial in bezug zur Flugkörperlängsachse in die den Flugkörper umströmende Überschall-Luftströmung ausgeblasen werden, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidsteuerstrahlen (4) ständig aus allen Ausblasöffnungen (3) gleichzeitig austreten, die so angeordnet sind, daß keine Querkräfte (Q, R) auf den Flugkörper (1) wirken, wenn dessen Längsachse (2 in Richtung der Flugbahntangente ausgerichtet ist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausblasöffnungen (3-1, 3-2, 3b, 3c) am Bug des Flugkörpers im Bereich der im wesentlichen kegeligen Flugkörperspitze (1) angeordnet sind.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausblasöffnungen (3a) am Heck des Flugkörpers (la) angeordnet sind.
4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet daß alle Ausblasöffnungen zu einem um den Umfang des Flugkörpers (lb, 1c) verlaufenden Ringspalt (3b, 3c) zusammengefaßt sind.
5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in direkter Nachbarschaft zu den Ausblasöffnungen (3a) weitere Ausblasöffnungen (5a) für ein Reaktionsmittel vorgesehen sind, das ebenfalls ständig aus diesen Ausblasöffnungen (5a) austritt.
6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung der Fluidsteuerstrahlen ein Gasgenerator (8b) vorgesehen ist, der Gas in einen mit den Ausblasöffnungen (3b) kommunizierenden Ringraum (leib) innerhalb des Flugkörpers (lb)speist.

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zum Stabilisieren und Vermindern der Pendelung eines mit Überschallgeschwindigkeit fliegenden Flugkörpers gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Aus theoretischen und experimentellen Untersuchungen ist bekannt, daß Fluidsteuerstrahlen, die unter einem vorgegebenen Winkel gegenüber der Flugkörperlängsachse - meist 90" oder bis zu 30° gegenüber die Anströmung geneigt - aus dem Flugkörper in die Überschall-Luftströmung ausgeblasen werden, eine Querkraft erzeugen, die bei Überschallanströmung des Flugkörpers durch Aufbau eines Ablösegebiets und schockinduzierten Überdruck bis zu einem Faktor 2 bis 3 über derjenigen Querkraft liegt, die sich aus der Anwendung des Impulssatzes auf den Fluidsteuerstrahl an sich ergibt Die Höhe der Querkraft ist neben der Lage der jeweiligen Ausblasöffnungen in bezug zu dem Flugkörperschwerpunkt abhängig von der Luftanströmgeschwindigkeit am Ort des Fluidsteuerstrahls, demnach abhängig von der lokalen Machzahl.

Aus der DE-OS 2856286 ist es bekannt, vor und/oder hinter dem Flugkörperschwerpunkt im Flugkörpermantel angeordnete, gruppenweise in Sektoren zusammengefaßte, im wesentlichen radial gerichtete Düsen bzw.

Düsenspalte vorzusehen, die über Steuerelemente mit einer Fluidquelle verbindbar sind. Die Steuerelemente werden durch im Flugkörpermantel angeordnete Drucksensoren angesteuert. Als Fluidquelle kann ein gemeinsamer Gasgenerator benutzt werden; ebenso ist es möglich, bei selbstgetriebenen Flugkörpern einen Teil des Antriebsstrahles abzuzweigen.

Das Fluid kann über Fluidik-Elemente in Abhängigkeit der Drucksensorausgangssignale zu einzelnen Düsen bzw. Düsenspalten geleitet werden, um auf diese Weise eine der Pendelung des Flugkörpers entgegengerichtete Querkraft auf diesen auszuüben. Die Querkraft wird eingeleitet, wenn die Anströmrichtung der den Flugkörper anströmenden Luft einen bestimmten Winkel gegenüber der Flugkörperlängsachse einnimmt. Als Drucksensoren sind, ebenso am Umfang verteilt wie die Düsen, Druckleitungen verteilt, mit denen ein Druckunterschied an zwei gegenüberliegenden Seiten des Flugkörpers infolge der nicht mehr zentralen Anströmung wahrgenommen wird. Dieser Druckunterschied pflanzt sich durch die Druckleitungen bis zu dem jeweils die Düse ansteuernden Fluidik-Element fort, das dadurch so gesteuert wird, daß durch die korrespondierende Düse ein Fluidsteuerstrahl in die Überschall-Luftströmung ausgeblasen wird und in dieser einen schiefen Verdichtungsstoß bewirkt. Diese Querkraft ist solange wirksam, bis die Anströmrichtung wieder mit der Flugkörperlängsachse übereinstimmt. Das jeweils wirksame Fluidik-Element schaltet erneut um, so daß jetzt das durchströmende Fluid richtungsneutral, bevorzugt durch eine Ausblasöffnung am Heck des Flugkörpers abgegeben wird.

Diese bekannte Vorrichtung spricht demnach erst dann auf eine Pendelung des Flugkörpers an, wenn der Anstellwinkel der Flugrichtung gegenüber der Flugkörperlängsachse einen solchen Wert aufweist, der für die Erzeugung eines Steuerimpulses auf das steuernde Fluidik-Element ausreicht Das Fluidik-Element wird zum Abschalten des Steuerstrahls bereits umgeschaltet, wenn der Druckunterschied an den Steuereingängen einen gewissen Minimalwert erreicht. Diese bekannte Vorrichtung wirkt verzögert, wenn tatsächlich eine Pendelung des Flugkörpers vorhanden ist Es ist ersichtlich, daß die Querkraft sehr genau festgelegt werden muß, um lediglich der Pendelung entgegenzuwirken und nicht noch zusätzliche störende Querkräfte zu erzeugen, die zu einer weiteren Pendelung bzw. gar Überschwingung des Flugkörpers führen. Neben den Schwierigkeiten dieser Dimensionierung ist auch der regelungstechnische Aufwand für die technische Vorrichtung recht hoch.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der in Rede stehenden Art anzugeben, die eine feinfühlige schnell wirkende Kompensation der Pendelbewegungen erlaubt.