DE3546269C1 - Flugkoerper - Google Patents
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- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
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Description
Die Erfindung betrifft einen Flugkörper, insbesondere
Überschallflugkörper nach dem Oberbegriff des Patent
anspruchs 1.
Ein derartiger Flugkörper ist aus DE-OS 28 09 281 be
kannt. Dieser Flugkörper weist einen Rumpf auf, an des
sen in Flugrichtung hinteren Ende mehrere Leitflossen
angeordnet sind. Der Flugkörper ist im Inneren des Rump
fes mit mehreren Impulsgebern in Form von Pulveran
triebsaggregaten versehen. Zur Beeinflussung der Flug
richtung des Flugkörpers werden bestimmte Aggregate
gezündet, wobei die Verbrennungsgase über Ausströmöff
nungen in die am Rumpf entlangstreichende Luft ausge
stoßen werden. Die Verbrennung erfolgt in den Antriebs
aggregaten. Die austretenden Verbrennungsgase verleihen
dem Flugkörper einen Impuls, der eine Veränderung der
Flugrichtung bewirkt. Auf diese Weise kann der
Flugkörper gelenkt werden.
Die von den kleinen Antriebsaggregaten erzeugten und
auf den Flugkörper wirkenden Schubkräfte sind relativ
klein. Zur Ausführung von länger andauernden Steue
rungsmanövern muß in jedem Antriebsaggregat demnach
eine relativ große Menge an Treibstoff vorrätig sein,
damit der Flugkörper auch noch nach langer Flugdauer
gelenkt werden kann. Die großen Treibstoffmengen jedoch
führen zu Gewichts- und Platzproblemen im Flugkörper.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flug
körper zu schaffen, bei dem zur Steuerung der Flugrich
tung nur geringe Mengen an Brennstoff notwendig sind.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß mit dem Flugkörper,
der die Merkmale des kennzeichnenden Teils des Patent
anspruchs 1 aufweist, gelöst.
Die Ausströmöffnungen des erfindungsgemäßen Flugkörpers
sind an dessen Rumpf zwischen benachbarten Leitflossen
angeordnet. Zur Steuerung der Flugrichtung tritt aus
mindestens einer dieser Ausströmöffnungen Brennstoff
aus, der außerhalb des Flugkörpers zündet.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper wird die Erkennt
nis ausgenutzt, daß sich bei hohen Fluggeschwindigkei
ten in den Eckenbereichen zwischen den Leitflossen und
dem Rumpf die Grenzschichten an Rumpf und Leitflosse
ablösen. Dabei entstehen in der den Rumpf umgebenden
Strömung in den Ecken zwischen dem Rumpf und den Leit
flossen Gebiete, in denen die Strömungsgeschwindigkeit
der Luft trotz hoher Fluggeschwindigkeiten nahezu Null
bzw. negativ ist. Ein solches Strömungsgebiet, ein so
genanntes Rezirkulationsgebiet, entsteht dadurch, daß
eine von der Vorderkante einer Leitflosse ausgehende
Stoßwelle der am Flugkörper vorbeistreichenden Luft an
einer benachbarten Leitflosse reflektiert wird. Beim
Auftreffen auf die benachbarte Leitflosse interferiert
die Stoßwelle mit der Eckenströmung zwischen Flosse und
Rumpf, die aufgrund der Wandreibung wesentlich lang
samer ist als die ungestörte Strömung. Die Interferenz
der Stoßwelle mit dieser Eckenströmung bewirkt die Ab
lösung der Grenzschichten in der Ecke, wodurch das Re
zirkulationsgebiet entsteht.
Die Ausströmöffnungen des erfindungsgemäßen Flugkörpers
sind in Form von Düsen am Rumpf in den Rezirkulations
gebieten angeordnet. Die Strömungsgeschwindigkeit im
Rezirkulationsgebiet ist, wie oben erläutert, wesent
lich geringer als die Strömungsgeschwindigkeit außer
halb dieses Gebietes. Daher kann die Flamme, die bei
Zündung des austretenden Brennstoffs entsteht, selbst
bei mehrfacher Schallgeschwindigkeit lokal stabilisiert
werden. Das bedeutet, daß die Flamme sich in unmittel
barer Nähe des Rumpfes bildet und nicht von der am
Rumpf vorbeiströmenden Luft zerstört bzw. bis hinter
den Flugkörper getragen wird.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper werden die Ver
dichtungsstöße (Stoßwellen) zur Flammenstabilisation
verwendet. Der Brennstoff braucht zum Ausspritzen aus
den Düsen nur einen geringfügig größeren Druck als die
am Rumpf entlangströmende Luft aufzuweisen. Der im Re
zirkulationsgebiet gezündetete Brennstoff erfährt eine
Volumenvergrößerung in unmittelbarer Nähe des Rumpfes.
Diese Volumenvergrößerung bewirkt ihrerseits einen lo
kalen Druckanstieg am Rumpf. Die Steuerung des Flugkör
pers erfolgt also durch Druckanstieg in dem durch die
Leitflossen begrenzten Gebiet am Rumpf des Flugkörpers.
Wegen der sich bei der Außenverbrennung ergebenden Vo
lumenvergrößerung des Brennstoffs wirkt der erhöhte
Druck auf eine große Fläche am Rumpf, was zu einer gro
ßen auf den Flugkörper wirkenden Kraft zum Steuern des
selben führt. Auf diese Weise werden bereits mit klei
nen Brennstoffmengen große Steuerkräfte hervorgerufen,
so daß an Bord des Flugkörpers nur wenig Brennstoff
mitgeführt werden muß. Dadurch kann der Flugkörper
kleiner und leichter ausgebildet sein. Die Steuerung
des Flugkörpers kann innerhalb kürzester Zeit vorge
nommen werden, so daß sich kurze Reaktionszeiten er
geben. Die Steuerung kann während der gesamten Flug
phase, also sowohl während der Start- als auch der
Marschphase des Flugkörpers, eingesetzt werden, beson
ders wirkungsvoll ist sie aber vor allem im Überschall
bereich. Der Flugkörper weist keine beweglichen und
daher störungsanfälligen Teile, wie z. B. Ruder, auf
Brennkammern im Inneren des Rumpfes sind nicht erfor
derlich.
Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung ist durch
die Merkmale des Patentanspruchs 2 gekennzeichnet.
Durch die besondere Ausbildung der Vorderkanten der
Leitflossen stellen diese keinen wesentlichen Luftwi
derstand für die am Rumpf entlangstreichende Luft dar.
Bereits bei einer mit einem Winkel von ca. 20° zulau
fenden Vorderkante bilden sich an dieser Stoßwellen
aus, deren Stärke zur Erzeugung eines hinreichend aus
gebildeten Rezirkulationsgebietes ausreichen.
Bei einer weiteren Ausgestaltung weist der Flugkörper
die Merkmale des Patentanspruchs 3 auf. Wenn beispiels
weise Brennstoff verwendet wird, der sich bei entspre
chend hohen Fluggeschwindigkeiten des Flugkörpers (z. B.
bei vierfacher Schallgeschwindigkeit) infolge der hohen
Stautemperaturen selbst entzündet, wird die Zündvor
richtung nur während der Startphase des Flugkörpers
benötigt. Während der Marschphase des Flugkörpers ist
die Zündvorrichtung zum Entzünden des Brennstoffs in
der Regel nicht erforderlich, wodurch der Steuerungs
prozeß des Flugkörpers vereinfacht wird.
Eine andere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung
ist durch die Merkmale des Patentanspruchs 4 gekenn
zeichnet. Die Rezirkulationsgebiete bilden sich insbe
sondere in unmittelbarer Nähe einer Leitflosse aus, da
die Eckenströmung aufgrund der Reibung der entlang
streichenden Luft am Rumpf und an der Leitflosse am
stärksten abgebremst ist. Der über die äußeren Aus
strömöffnungen der Reihe in diese besonders gut ausge
prägten Rezirkulationsgebiete eingespritzte Brennstoff
bildet bei seiner Verbrennung eine lokal stabile Flam
me. Von dort aus breitet sich die Flamme rasch über die
gesamte Reihe der Ausströmöffnungen hinweg aus. So ent
steht ein breiter Flammenbereich zwischen den Leitflos
sen, wodurch eine besonders wirkungsvolle Steuerung
erzielt werden kann.
Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist mit
den Merkmalen des Patentanspruchs 6 versehen. Durch die
hintereinander angeordneten Reihen von Ausströmöffnun
gen entsteht ein besonders großflächiger Bereich zwi
schen zwei benachbarten Leitflossen, in dem der austre
tende Brennstoff verbrennt. Auch dies ermöglicht eine
besonders wirkungsvolle Steuerung des Flugkörpers.
Wird, wie es bei einer weiteren, durch das Merkmal des
Patentanspruchs 7 gekennzeichneten Ausführungsform der
Erfindung vorgesehen ist, als Brennstoff Wasserstoff
verwendet, so erfolgt bei Überschallgeschwindigkeiten
des Flugkörpers, die im Bereich der vierfachen Schall
geschwindigkeit liegen, eine Selbstenzündung des aus
den Ausströmöffnungen austretenden Wasserstoffs. Auf
grund der hohen Stautemperaturen der mit Überschall am
Rumpf des Flugkörpers entlangstreichenden Luft werden
hierbei Temperaturen von ca. 800°C erreicht, die zur
Selbstentzündung des Wasserstoffs führen. In diesen
Geschwindigkeitsbereichen des Flugkörpers wird die
Zündvorrichtung zum Entzünden des Wasserstoffs nicht
benötigt, wodurch die zur Steuerung des Flugkörpers
notwendigen Operationen vereinfacht werden.
Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die Figuren ein
Ausführungsbeispiel der Erfindung näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 eine Seitenansicht des Flugkörpers und
Fig. 2 einen Querschnitt entlang der Linie II-II in
Fig. 1.
Der Flugkörper 10 weist an seinem Rumpf 12 vier Leit
flossen 14, 16, 18 und 20 auf, die an dem in Flugrichtung
A hinteren Ende des Rumpfes 12 angeordnet sind. Die
Vorderkante einer Leitflosse (in den Figuren mit dem
durch ein F ergänztes Bezugszeichen der betreffenden
Leitflosse bezeichnet) sind zu beiden Seiten an
geschärft und laufen nach vorne hin spitz zu. Auch die
radial nach außen weisenden Seitenkanten der Leit
flossen (in den Figuren mit dem durch ein S ergänztes
Bezugszeichen der betreffenden Leitflosse bezeichnet)
laufen nach außen hin spitz zu.
Zwischen den benachbarten Leitflossen 14 und 16
befinden sich am Rumpf 12 mehrere Düsen 22, wobei
jeweils fünf Düsen 22 in einer quer zur Flugrichtung A
des Flugkörpers 10 verlaufenden Reihe und drei solcher
Reihen 24, 26 und 28 hintereinanderliegend angeordnet
sind. Derart angeordnete Düsen 22 befinden sich zwi
schen sämtlichen zueinander benachbarten Leitflossen
des Flugkörpers 10. Alle in einer Reihe angeordneten
Düsen 22 befinden sich auf einem gemeinsamen Umfangs
kreis am Rumpf 12. Die auf einem Umfangskreis am Rumpf
12 angeordneten Düsen 22 werden durch die Leitflossen
16, 14, 20 und 18 in vier Gruppen mit jeweils
fünf Düsen unterteilt. Jeweils eine solche Gruppe von
Düsen 22 ist dem I., II., III., und IV. Quadranten (Fig.
2) zugeordnet. Die Einteilung der Düsen 22 in den
Reihen 26 und 28 ist entsprechend.
Über die Düsen 22 wird Brennstoff in die am Rumpf 12
entlangstreichende Luft eingespritzt. Sämtliche am
Rumpf 12 angeordnete Düsen 22 sind über (nicht dar
gestellte) Leitungen mit einem Tank für Brennstoff
(ebenfalls nicht dargestellt) verbunden. Je nachdem, in
welcher Art und Weise die Flugrichtung des Flugkörpers
10 zu steuern ist, können entweder alle Düsen 22 eines
Quadranten oder aber auch die Düsen mehrerer Quadranten
mit Brennstoff versorgt werden. In jeder mit dem Tank
verbundenen Leitung, über die sämtliche Düsen eines
Quadranten mit Brennstoff versorgt werden, befindet
sich ein Ventil zum Verschließen bzw. Öffnen dieser
Leitung. Die Versorgung der Düsen 22 mit Brennstoff
erfolgt also nach Quadranten selektiert. Zwischen der
mittleren Reihe 26 und der letzten Reihe 28 (in Flug
richtung A betrachtet) befindet sich eine Zündvorrich
tung 30 - beispielsweise in Form einer Zündkerze - zum
Zünden des aus den Düsen 22 des betreffenden Quadranten
austretenden Brennstoffs.
Die Entstehung eines Rezirkulationsgebietes zwischen
zwei benachbarten Leitflossen soll nachfolgend bei
spielhaft anhand des ersten Quadranten (anhand des Be
reiches zwischen den Leitflossen 14 und 16) verdeut
licht werden. Bei Überschallgeschwindigkeit gehen von
der Vorderkante 14 F der Leitflosse 14 und von der
Vorderkante 16 F der Leitflosse 16 jeweils zwei Stoß
wellenfronten aus. Dabei verläuft eine der beiden von
der Vorderkante 14 F der Leitflosse 14
ausgehenden Stoßwellenfronten in Richtung auf die Leit
flosse 16, während eine der beiden von der Vorderkante
16 F der Leitflosse 16 ausgehenden Stoßwellenfronten in
Richtung auf die Leitflosse 14 verläuft. Die Stoßwellen
jeder Stoßwellenfront werden an den entsprechenden
Leitflossen reflektiert. Dabei interferieren die Stoß
wellen mit der am Rumpf 12 des Flugkörpers 10 entlang
streichenden Luft. Die am Rumpf 12 entlangstreichende
Luft ist aufgrund der Reibung am Rumpf 12 abgebremst,
wodurch sich bei Interferenz mit den Stoßwellen Rezir
kulationsgebiete bilden. Die aufgrund der Reibung am
stärksten verlangsamte Strömung der am Rumpf entlang
streichenden Luft ergibt sich jeweils in der Ecke
(Eckenströmung) zwischen den Leitflossen 14 bzw. 16 und
dem Rumpf 12 des Flugkörpers 10. Daher ergeben sich
auch die am stärksten ausgebildeten Rezirkulations
gebiete jeweils in der Nähe einer Leitflosse.
Für den in Fig. 1 dargestellten Flugkörper 10 sei an
genommen, daß die Reflektionen der Stoßwellen einer
Stoßwellenfront an den Leitflossen in einem Bereich
erfolgen, der sich zwischen der vordersten Reihe 24 und
der hintersten Reihe 28 an den Leitflossen erstreckt.
Die am stärksten ausgebildeten Rezirkulationsgebiete
ergeben sich, wie bereits erwähnt, in unmittelbarer
Nähe der Leitflossen. Kleinere Rezirkulationsgebiete
entstehen in dem Bereich am Rumpf, in dem die mittleren
Düsen der einzelnen Reihen angeordnet sind, da auch
hier eine Interferenz zwischen den Stoßwellen der
Stoßwellenfront und der am Rumpf 12 entlangstreichenden
Luft erfolgt.
Zur Steuerung des Flugkörpers 10 wird je nach Bedarf
über die Düsen 22 eines oder mehrerer Quadranten Brenn
stoff in die am Rumpf 12 entlangstreichende Luft ein
gespritzt. Der austretende Brennstoff wird mit Hilfe
der Zündvorrichtung 30 gezündet, wobei sich eine lokal
stabile Flamme bildet. Die Verbrennung des Brennstoffs
verursacht eine Volumenvergrößerung des zwischen den
Leitflossen 14 und 16 am Rumpf 12 befindlichen Ge
misches aus verbranntem Brennstoff und am Rumpf 12 ent
langstreichende Luft. Diese Volumenvergrößerung hat
einen Druckanstieg in dem durch die Leitflossen 14 und
16 genau begrenzten Gebiet zur Folge. Der in diesem
Gebiet erhöhte Druck wirkt auf den Rumpf 12, wodurch
eine Querkraft, die quer zur Flugrichtung A des Flug
körpers 10 gerichtet ist, erzeugt wird. Die Stärke der
Querkraft kann über die durch die Düsen 22 eines
Quadranten austretende Brennstoffmenge pro Zeiteinheit
reguliert werden.
Der Druck des aus den Düsen 22 austretenden gasförmigen
oder flüssigen Brennstoffs ist nur so groß, daß er aus
reicht, um den Brennstoff aus dem Rumpf 12 austreten zu
lassen. Durch diesen Druck allein wird dem Flugkörper
kein wesentlicher Steuerungsimpuls erteilt. Wird als
Brennstoff Wasserstoff verwendet, so erfolgt ab einer
bestimmten Geschwindigkeit des Flugkörpers 10 eine
Selbstentzündung des Wasserstoffs aufgrund der hohen
Stautemperatur der am Rumpf 12 entlangstreichenden
Luft. Die Zündungstemperatur für Wasserstoff liegt bei
ca. 800°C. Wenn der Flugkörper 10 eine Geschwindigkeit
größer als ca. 4 Mach bei Bodenbedingungen aufweist,
ist die Temperatur der Luft am Flugkörper 12 aufgrund
der hohen Stautemperaturen auf Werte größer als 800°C
angestiegen, so daß eine sichere Selbstentzündung des
Wasserstoffs erfolgt. Bei diesen Geschwindigkeits
bereichen des Flugkörpers können die in diesem ab
laufenden Prozesse während der Steuerung dahingehend
vereinfacht werden, daß bei jedem Steuerungsmanöver
eine Ansteuerung der entsprechenden Zündvorrichtung
nicht zu erfolgen braucht.
Claims (7)
1. Flugkörper, insbesondere Überschallflugkörper, mit
einem Rumpf (12), der mehrere Ausströmöffnungen
(22) zur Beeinflussung der Flugrichtung und an
seinem in Flugrichtung hinteren Ende Leitflossen
(14, 16, 18, 20) aufweist,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Ausströmöffnungen (22), aus denen zur Be
einflussung der Flugrichtung entzündbarer Brenn
stoff austritt, zwischen den Leitflossen (14, 16,
18, 20) in Bereichen angeordnet sind, in denen sich
infolge von von den Vorderkanten (14 F, 16 F,
18 F, 20 F) der Leitflossen (14, 16, 18, 20) ausgehenden
Stoßwellen Rezirkulationen der am Rumpf (12) ent
langstreichenden Luft bilden.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Vorderkanten (14 F, 16 F, 18 F, 20 F)
der Leitflossen zu beiden Seiten spitzwinklig an
geschärft sind.
3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß sich zwischen zwei benachbarten
Leitflossen eine Zündvorrichtung (30) zum Ent
zünden des aus der Ausströmöffnung (22) aus
gespritzten Brennstoffes befindet.
4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, da
durch gekennzeichnet, daß zwischen benachbarten
Leitflossen (14, 16, 18, 20) jeweils mehrere Aus
strömöffnungen (22) in einer Reihe (26) angeordnet
sind, wobei die äußeren Ausströmöffnungen der
Reihe jeweils in unmittelbarer Nähe einer Leit
flosse (14, 16, 18, 20) angeordnet sind.
5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeich
net, daß die Ausströmöffnungen (22) auf einem ein
zigen Umfangskreis am Rumpf (12) angeordnet sind.
6. Flugkörper nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß mehrere hintereinanderliegende
Reihen (24, 26, 28) von Ausströmöffnungen (22) vor
gesehen sind.
7. Flugkörper nach einem der vorhergehenden An
sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Brenn
stoff Wasserstoff ist.
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8100 | Publication of patent without earlier publication of application | ||
D1 | Grant (no unexamined application published) patent law 81 | ||
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8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE FORSCHUNGSANSTALT FUER LUFT- UND RAUMFAHR |
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