DE3804930A1 - Flugkoerper - Google Patents
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Description
Die Erfindung betrifft einen Flugkörper, insbesondere ein Projek
til, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Zur Stabilisierung von Flugkörpern, insbesondere von Projektilen,
verwendet man Leit- und Steuerflächen, wenn die Form des Projektils
bzw. Flugkörpers selbst nicht genügend Eigenstabilität mitbringt.
Hierbei wirken aerodynamische Kräfte dann, wenn sich das Projektil
nicht längs seiner eigenen Längsachse bewegt, so auf die Leitflä
chen ein, daß sich das Projektil mit seiner Längsachse in seine
Flugrichtung einstellt. In dieser Fluglage erreichen die genannten
aerodynamischen Kräfte ein Minimum.
Damit solche Leitwerke einen möglichst geringen Luftwiderstand auf
weisen, haben sie ein sehr großes Oberflächen/Volumen-Verhältnis,
das jedoch bei sehr hohen Fluggeschwindigkeiten zu einer sehr ra
schen Aufheizung der Leitwerke führt, wobei Temperaturen erreicht
werden, bei denen die Leitwerke nicht mehr formbeständig sind und
somit ihre Wirkung verlieren.
Um dennoch für eine Stabilisierung solcher schnell fliegender Pro
jektile zu sorgen, wurden diese an ihrer Rückseite mit einer kegel
förmigen Erweiterung versehen, die jedoch einen vergleichsweise
hohen Luftwiderstand aufweist, so daß die angestrebte gestreckte
Flugbahn und hohe Auftreffgeschwindigkeit dieser besonders schnel
len Projektile, trotz hoher Anfangsgeschwindigkeit nachteilig
beeinflußt werden.
Es ist anderweitig zur Steuerung von Projektilen bekannt (EP-OS
84 105 051), seitlich an Projektilen Steuerdüsen vorzusehen, die
zum Ausstoßen eines Gasstrahles eingerichtet sind, dessen Reak
tionskraft steuernd auf das Projektil einwirkt. Diese Reaktions
kräfte werden zwar verwendet, um dem Projektil eine geänderte Flug
richtung mitzuteilen, könnten grundsätzlich aber auch dazu verwen
det werden, um ein angestelltes oder schiebendes Projektil in seine
Normallage zurückzubringen, in welcher es mit seiner Längsachse auf
die Flugrichtung ausgerichtet ist, wodurch eine Stabilisierung des
Projektils erfolgen würde.
Diese bekannten Steuereinrichtungen sind jedoch baulich sehr auf
wendig, da man bewegte Teile, wie etwa Ventile oder dergleichen,
verwendet, um Gas der Steuerdüse zuzuführen oder die Zufuhr zu un
terbrechen.
Wenn man eine solche bekannte Steuereinrichtung zur Stabilisierung
eines Projektils verwenden wollte, dann müßte außerdem je nach dem
Maß der Abweichung des Projektils von seiner Normallage ein ent
sprechend dosierter Gasstrahl austreten, um zu verhindern, daß das
Projektil, statt seine Normallage einzunehmen, diese übersteuert
und somit letztlich um diese hin- und herpendelt.
Weitere Probleme verursacht die Ansteuerung einer solchen Steuer
einrichtung, da diese Einrichtungen benötigt, mittels welcher die
Abweichung des Projektils von seiner Normallage ermittelt werden
kann und die selbsttätig die Steuerdüsen ansteuert.
Für ein einfaches, nicht gesteuertes Projektil scheidet daher eine
solche Steuereinrichtung aus.
Die Erfindung geht dennoch von einem Flugkörper, insbesondere einem
Projektil, aus, der bzw. das mindestens eine seitliche Steuerdüse
zum Ausstoßen eines Gasstrahles aufweist, und hat die Aufgabe, die
sen Flugkörper bzw, dieses Projektil dahingehend weiterzubilden,
daß er bzw. es ohne bewegte Teile und ohne komplizierten Bauaufwand
selbststabilisierend ist, also bei Abweichen von seiner Normallage
in diese zurückgebracht wird, ohne daß ein herkömmliches, aerodyna
misch wirkendes Leitwerk mit seinen oben erläuterten Nachteilen
erforderlich wäre.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
Hierbei ist erfindungsgemäß ein Lufteinlaß vorgesehen, der durch
einen Kanal mit der Steuerdüse verbunden ist. Der Lufteinlaß ist so
angeordnet, daß sich dann, wenn sich der Flugkörper in seiner Nor
mallage befindet, er von der anströmenden Luft z.B. nicht oder nur
geringfügig getroffen wird. Es baut sich daher, solange sich der
Flugkörper in seiner Normallage befindet, entweder kein Staudruck
oder nur ein so geringer Staudruck im Lufteinlaß auf, daß dieser
Druck nicht zum Austritt eines wirksamen Luftstrahls aus der
Steuerdüse führt, oder es werden, bevorzugt bei einer Anordnung mit
mehreren Steuerdüsen in verschiedenen Achsen, symmetrische und da
mit sich kompensierende Kräfte erzeugt. Weicht in diesem Fall der
Flugkörper dagegen von seiner Normallage ab, so daß er somit nicht
mehr frontal, sondern seitlich angeströmt wird, erzeugt diese An
strömung im Lufteinlaß infolge seiner Anordnung einen genügend ho
hen Staudruck, der durch den Kanal zur Steuerdüse übertragen wird
und dort zum Austritt eines seitlichen Luftstrahles führt. Die
Steuerdüse ist so angeordnet, daß die Reaktionskraft dieses Luft
strahles den Flugkörper so um seinen Schwerpunkt kippt, daß dieser
wieder seine Normallage einnimmt.
Hierbei kann der Lufteinlaß so angeordnet werden, daß der Staudruck
in ihm wie beschrieben, umso höher wird, je mehr der Flugkörper von
seiner Normallage abweicht. Ferner kann durch die Anordnung des
Lufteinlasses oder durch entsprechende Ausbildung des Kanals, der
etwa mit einer Drosselstelle versehen sein kann, die Ansteuerung
der Steuerdüse so erfolgen, daß aus ihr dann kein wirksamer Luft
strahl mehr austritt, wenn die Abweichung des Flugkörpers von sei
ner Normallage nur gering ist.
Der Kanal verbindet gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Er
findung unmittelbar den Lufteinlaß mit der Steuerdüse, so daß, wie
oben beschrieben, bei Abweichen des Flugkörpers von seiner Normal
lage die in den Lufteinlaß eintretende Luftmenge mit hoher Ge
schwindigkeit die Steuerdüse verläßt.
Gemäß einer weiter unten erläuterten, anderen Ausführungsform ist
es aber auch möglich und gegebenenfalls vorteilhaft, wenn der sich
im Lufteinlaß aufbauende Staudruck seinerseits nur als Steuerdruck
wirksam ist, um mittels Fluidic-Steuerelementen einen anderweitig
erzeugten Gasstrom zu der dem Lufteinlaß zugeordneten Steuerdüse zu
lenken.
Die zur Stabilisierung benötigte Luftmenge hängt von der Gestalt
des Flugkörpers, der Lage von Schwerpunkt und Luftkräftemittelpunkt
sowie der Fluggeschwindigkeit ab und kann mittels geeigneter Ausle
gung von Kanalquerschnitt, Lufteinlaß und Düsenkontur an die Erfor
dernisse angepaßt werden.
So ist es grundsätzlich möglich, den Schwerpunkt und/oder Luftkräf
temittelpunkt gegenüber der Längsachse des Flugkörpers geringfügig
zu versetzen, so daß dessen Abweichung von der Normallage stets
nach der gleichen Richtung erfolgen wird. In diesem Fall könnte ein
einziger Lufteinlaß und eine einzige Steuerdüse zur Stabilisierung
des Flugkörpers ausreichend sein.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung sind aber min
destens zwei, bevorzugt mehrere Lufteinlässe vorgesehen, und jedem
dieser Lufteinlässe ist eine zugehörige Steuerdüse zugeordnet, die
bezüglich einer Längsebene bzw. der Längsachse symmetrisch bzw.
sternsymmetrisch angeordnet sind.
Obwohl die Erfindung bei verschiedenenartigen Flugkörpern, auch
langsamen Flugkörpern, wie etwa Fliegerbomben, verwendet werden
kann, wird im folgenden nur von einem Projektil die Rede sein, da
die bevorzugte Anwendung der Erfindung bei einem Projektil und
bevorzugt bei einem schnellfliegenden Projektil erfolgt.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung befinden sich
die Lufteinlässe im Bereich der Spitze des Projektils, jedoch
hinter dieser, so daß dann, wenn sich das Projektil in seiner
Normallage vorwärtsbewegt, in jedem der Lufteinlässe ein gewisser
Staudruck aufgebaut wird. Diese Staudrücke sind jedoch wegen der
symmetrischen Anordnung und bevorzugt auch gleichartigen Ausbildung
die Lufteinlässe nicht geeignet, über die Steuerdüsen eine re
sultierende Stabilisierungskraft auf das Projektil auszuüben, da
sich die Reaktionskräfte aller Steuerdüsen bei dessen Normallage
gegenseitig aufheben. Erst wenn des Projektil von seiner Normallage
abweicht, wird sich der Staudruck in den stärker angeströmten
Lufteinlässen erhöhen bzw. in den dann teilweise im Windschatten
liegenden Lufteinlässen verringern. So ergibt sich aus den Reak
tionskräften der Steuerdüsen eine resultierende, das Projektil in
seine Normallage zurückführende Kraft.
Im allgemeinen setzt sich bei kleinen Anstellwinkeln die resultie
rende Reaktionskraft, die das Projektil in seine Normallage zurück
führt, aus zwei Komponenten zusammen, welche vom erhöhten Staudruck
in den luvseitigen Lufteinlässen, und von der Staudruckabnahme in
den leeseitigen Lufteinlässen herrühren. In diesem Fall führt die
Schwächung des leeseitig gespeisten Strahles zusammen mit der Stär
kung des luvseitig gespeisten Strahles zur gewünschten resultieren
den Kraft. Es ist möglich, daß die Schwächung des leeseitig ge
speisten Strahles zur resultierenden Kraft mehr beiträgt als die
Stärkung des luvseitig gespeisten Strahles. Dies hängt vor allem
von der geometrischen Ausgestaltung der Lufteinlässe 2 ab.
Es ist zum Beispiel möglich, die Lufteinlässe gegenüber der Spitze
zurückversetzt, rund um das Projektil so anzuordnen, daß sie in
einer Radialebene liegen, sich also gerade entgegen der Flugrich
tung öffnen. Dies würde z.B. die Installation eines Suchkopfes oder
speziellen Zünders in der Spitze ermöglichen.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist es aber von
Vorteil, die Querschnittsfläche eines jeden Lufteinlasses gegenüber
der Projektil-Längsebene geneigt anzuordnen, und zwar bevorzugt als
Öffnung in der ursprünglich vorgesehenen Projektilkontur, da da
durch der Luftwiderstand des Projektils verringert wird. Außerdem
nimmt in diesem Fall bei einer Abweichung des Projektils von seiner
Normallage der Staudruck mit dem Anstellwinkel stärker zu, und man
benötigt geringere Einlassquerschnitte.
Es ist grundsätzlich möglich, die einem Lufteinlaß zugeordnete
Steuerdüse vor oder hinter dem Schwerpunkt des Projektils anzuord
nen, wobei der Schwerpunktabstand zusammen mit der an der Steuerdü
se auftretenden Reaktionskraft das Rückstellmoment bestimmt, das
auf das Prokjektil einwirkt, um es in seine Normallage zurückzu
bringen.
Soweit sich die Lufteinlässe im Bereich der Spitze des Projektils
befinden, ist es besonders von Vorteil, die zugehörigen Steuerdüsen
vor dem Schwerpunkt anzuordnen, und zwar auf der vom zugehörigen
Lufteinlaß abgewandten Seite des Projektils.
In besonderen Fällen kann es aber auch vorteilhaft sein, die Steu
erdüsen hinter dem Schwerpunkt des Projektils anzuordnen, in dessen
Flugrichtung gesehen, und zwar besonders dann, wenn die Lufteinläs
se nur verhältnismäßig kurz vor dem Schwerpunkt angeordnet sind. In
diesem Fall sind die Steuerdüsen auf der gleichen Seite wie der je
weilige Lufteinlaß angeordnet.
Wenn mehrere Lufteinlässe zusammen mit ihren zugeordneten Steuer
düsen vor dem Schwerpunkt angeordnet sind, dann durchqueren die je
weiligen Kanäle das Projektil. Da sich die Kanäle nicht gegenseitig
durchdringen können, ist es gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung
der Erfindung zweckmäßig, diese Kanäle bogen- bzw. wendelförmig an
zuordnen. Hierbei kann die Krümmung der Kanäle gleich- oder gegen
sinnig erfolgen. Bei gleichsinniger Anordnung wird beim Durchströ
men der Kanäle das Projektil in Drehung versetzt, bei gegensinniger
Anordnung unterbleibt ein solcher Drehantrieb.
In gleicher Weise ist es auch möglich, durch die Schrägstellung der
Steuerdüsen in tangentialer Richtung und letztlich auch durch asym
metrische Ausbildung der Lufteinlässe die Reaktionskräfte oder auch
aus der Anströmung resultierenden Kräfte so außermittig angreifen
zu lassen, daß das Projektil einen Drall erhält. Es ist aber auch
möglich, die Ausbildung dieser Elemente so durchzuführen, daß ein
Drall vermieden wird. Es ist durch entsprechende Ausbildung des
Lufteinlasses und der zugehörigen Steuerdüse auch möglich, eine
Druckerhöhung des Staudrucks im Lufteinlaß dann zu erhalten, wenn
das Projektil rotiert, um auf diese Weise dem Drall durch
entgegengerichtete Steuerdüsen entgegenzuwirken.
In vielen Fällen ist nämlich der Drall des Projektils unerwünscht,
etwa dann, wenn es mit einem Suchkopf ausgerüstet ist. In diesem
Fall sorgt der Suchkopf mit den ihm zugeordneten Steuereinrichtun
gen, bevorzugt Steuerdüsen, für die Steuerung des Projektils,
während die erfindungsgemäße Stabilisierung dafür sorgt, daß das
Projektil in seiner Normallage verbleibt. In diesem Fall kann die
Steuerung durch den Suchkopf gegenüber bisher wesentlich verein
facht werden, da sie nicht mehr die Stabilisierung übernehmen muß
oder Lageabweichungen des Projektils zu berücksichtigen braucht.
In vielen anderen Fällen aber ist es erwünscht, das Projektil in
leichte Drehung zu versetzen, um Flugbahnabweichungen infolge Pro
duktionsungenauigkeiten und Asymmetrien gewissermaßen um den Ziel
punkt spiralig "aufzuwickeln" und somit eine höhere Treffergenau
igkeit zu erzielen.
Das Verhindern bzw. Unterdrücken oder auch Einleiten bzw. Aufrecht
erhalten eines solchen leichten Dralls wurde bisher durch Gerade-
oder Schrägstellung des Leitwerkes erreicht. Wie oben gezeigt, ist
es aber durch die erfindungsgemäße Stabilisierung ebenso gut mög
lich, auch ohne Leitwerk den Drall des Projektils herbeizuführen
oder zu verhindern, und zwar gleichgültig, ob sich die Lufteinlässe
vor oder hinter dem Schwerpunkt des Projektils befinden oder ob
durch die Lufteinlässe nur, wie weiter unten beschrieben, ein
Steuerdurck aufgebracht wird, der einen Haupt-Gasstrom steuert.
Wie bereits oben erwähnt, ist es grundsätzlich auch möglich, den
Lufteinlaß hinter dem Schwerpunkt des Projektils anzuordnen. In
diesem Fall wäre es grundsätzlich denkbar, einen nach vorne füh
renden Kanal an den Lufteinlaß anzuschließen und an der von ihm
abgewandten Seite des Projektils eine vor dessen Schwerpunkt lie
gende Steuerdüse anzuordnen. Da in diesem Fall aber die Luftströ
mung umgekehrt werden müßte, was baulich aufwendig und strömungs
mechanisch weniger optimal wäre, sind gemäß einer weiteren, bevor
zugten Ausgestaltung sowohl der Lufteinlaß als auch die Steuerdüse
auf der gleichen Seite und somit verhältnismäßig dicht hinterein
anderliegend hinter dem Schwerpunkt des Projektils angeordnet.
Der Lufteinlaß und die Steuerdüse können hierbei gemäß einer be
vorzugten Ausgestaltung der Erfindung als bündig mit der Außenkon
tur des Projektils abschließende Öffnungen ausgebildet sein; befin
det sich das Projektil in seiner Normallage oder ist der Lufteinlaß
bei von seiner Normallage abweichendem Projektil leeseitig angeord
net, dann bleibt der Lufteinlaß im wesentlichen drucklos. Erst wenn
bei von der Normallage abweichendem Projektil der Lufteinlaß luv
seitig angeordnet ist, bildet sich in ihm ein Staudruck, der zu
einem zur gleichen Seite hin austretenden Steuerdüsenstrahl führt.
Zum Erhöhen der stabilisierenden Wirkung und zum Erreichen eines
energiereicheren Steuerdüsenstrahls ist es gemäß einer anderen
Ausführungsform der Erfindung aber auch möglich, den hinter dem
Schwerpunkt liegenden Lufteinlaß als über die Projektilkontur
überstehende Hutze auszubilden; in diesem Fall herrscht im Luft
einlaß auch dann, wenn das Projektil seine Normallage einnimmt, ein
hoher Steuerdruck. Erst, wenn der Lufteinlaß bei aus seiner Normal
lage abweichendem Projektil leeseitig angeordnet ist und im Wind
schatten der Projektilnase liegt, fällt der Staudruck im Lufteinlaß
stark ab und im luvseitigen Lufteinlass wird er beibehalten oder
sogar etwas größer. In diesem Fall wird die stabilisierende Wirkung
weniger durch das Auftreten, als vorzugsweise durch das Ausbleiben
eines Steuerdüsenstrahles erreicht.
Generell kann solch eine Anordnung auch verwendet werden, um die
stabilisierende Wirkung von Leitwerken zu verstärken, oder um
Tragflächen zu stabilisieren (z.B. bei Nurflügel-Flugzeugen).
Die letztgenannte Projektilausbildung mit Lufthutzen hat jedoch
grundsätzlich den Nachteil des erhöhten Strömungswiderstandes; sie
ist aber dann besonders von Vorteil, wenn die Projektilnase von
einem Gefechts- oder Suchkopf gebildet ist, dessen Durchmesser
jenen des Projektil-Hinterteils überragt, wobei dann der hutzen
artige Einlaß auch bei Normallage des Projektils im Windschatten
der Projektilnase liegt und erst dann in die Anströmung ragt, wenn
eine Abweichung von der Normallage auftritt und die Hutze luvseitig
angeordnet ist.
Wie bereits oben erwähnt, bestimmt unter anderem die Dimensionnie
rung des jeweiligen Lufteinlasses die Größe der in der zugeordneten
Steuerdüse auftretenden Reaktionskraft.
Hierbei kann es bei bestimmten baulichen Gegebenenheiten des
Projektils möglich sein, daß der jeder Lufteinlaß zum Erzielen
eines ausreichenden Steuerluftstromes so groß sein müßte, daß die
erforderliche Anzahl von Lufteinlässen nicht mehr angebracht werden
könnte. Es kann auch möglich sein, daß die erforderliche Anzahl
entsprechend dimensionierter Kanäle innerhalb des Projektils nicht
untergebracht werden kann, ohne die erforderliche Festigkeit des
Projektils entscheidend zu beeinträchtigen oder das für andere
Einbauten benötigte Volumen übermäßig zu verringern. Es ist auch
möglich, daß eine energiereiche Gasquelle zur Verfügung steht, die
zur Stabilisierung genutzt werden kann.
Wenn zur Stabilisierung die Anströmung des Projektils genutzt wer
den soll, wird gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung
vorgeschlagen, einen zusätzlichen Haupteinlaß vorzusehen, der be
vorzugt an der Projektilnase mittig angeordnet ist, so daß das Pro
jektil wie ein Hohlspitzgeschoß ausgebildet ist. Es befindet sich
somit der Haupteinlaß an jener Stelle des Projektils, an der der
höchste Staudruck auftritt, so daß eine bereits verhältnismäßig
kleine Dimensionierung dieses Haupteinlasses ausreichend ist, um
einen hinlänglich energiereichen Steuerstrahl zu erreichen.
Diesem Haupteinlaß ist eine Fluidic-Steueranordnung nachgeordnet,
die etwa als axial angeordnete Luftkammer ausgebildet sein kann, in
deren Boden mehrere, zu den jeweiligen Steuerdüsen führende Kanäle
angeordnet sind. In diese Kammer münden seitlich Regulierdüsen ein,
die auf den vom Haupteinlaß kommenden Luftstrahl so einwirken, daß
dieser in die der jeweiligen Regulierdüse zugeordnete Steuerdüse
gelenkt wird. Die einzelnen Regulierdüsen sind ihrerseits über die
Kanäle mit den zugeordneten Lufteinlässen versehen. Hierbei genügt
zum Ablenken des energiereichen Steuerluftstrahles ein verhältnis
mäßig energiearmer Regulierstrahl, so daß die Größe der eigentli
chen Lufteinlässe sowie der zugeordneten Kanäle so weit verringert
werden kann, daß die zulässige Festigkeit des Projektils nicht
unterschritten wird oder der für andere Installationen benötigte
Platz zur Verfügung steht.
Bei der sternsymmetrischen Anordnung und Ausbildung mehrerer Luft
einlässe kann eine gleichförmige mehrachsige Lagekorrektur erreicht
werden.
Es kann, wie bereits oben erwähnt, aber auch ausreichend und dem
entsprechend dann gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfin
dung vorteilhaft sein, die Lagekorrektur nur einachsig auszuführen,
wenn durch den Aufbau des Projektils gewährleistet ist, daß eine
solche einachsige Lagekorrektur ausreichend ist.
Aber auch bei zweiachsiger Lagekorrektur kann der Aufbau des Pro
jektils es zweckmäßig erscheinen lassen, daß die Lagekorrektur in
beiden Achsen in unterschiedlicher Intensität erfolgt.
In jedem Fall gelingt es durch die Erfindung, einen Flugkörper bzw.
ein Projektil zu schaffen, der bzw. das ohne jegliches Leitwerk,
aber auch ohne bewegte Teile und mit einfachem Aufbau in seiner La
ge stabilisierbar ist, und zwar mittels mindestens eines Steuer-
Gasstrahles, der bei einer Lageabweichung selbsttätig auftritt bzw.
sich verändert, und zwar bevorzugt dosiert in Abhängigkeit vom Maß
der Lageabweichung.
Der Gegenstand der Erfindung wird anhand der beigefügten, schemati
schen Zeichnung beispielsweise noch näher erläutert. In dieser
zeigt:
Fig. 1 die Spitze eines erfindungsgemäßen Projektils, in Längs-
und Querschnitt,
Fig. 2 Frontansichten weiterer Ausführungsformen des erfindungsge
mäßen Projektils ähnlich dem Querschnitt der Fig. 1, und
Fig. 3 den Teil-Längsschnitt durch das Heck eines
erfindungsgemäßen Projektils, in zwei Ausführungsformen.
In allen Figuren bezeichnen durchgehend gleiche Bezugszeichen je
weils gleiche oder einander entsprechende Elemente.
In Fig. 1a ist die Spitze eines Projektils 1 im Längsschnitt darge
stellt, das eine Mittelachse 5 aufweist.
An der Vorderseite des Projektils 1 sind sternsymmetrisch um die
Mittelachse 5 sechs Lufteinlässe 2 angeordnet, die jeweils gleich
artig ausgebildet sind und bevorzugt, wie in der Zeichnung gezeigt,
von der Spitze des Projektils 1 ausgehend, zu dessen Heckseite hin
abgeschrägt sind.
Jeder der Lufteinlässe 2 steht über einen Kanal 3 mit einer zuge
hörigen Steuerdüse 4 in Verbindung, welche hinter den Lufteinlässen
2 von einem seitlichen Durchbruch in der Außenkontur des Projektils
1 gebildet ist.
Die Kanäle 3 sind gleichsinnig schraubenförmig gewunden, so daß
durch die Strömung in den Kanälen 3 das Projektil 1 in Drehung um
seine Längsachse 5 versetzt wird.
Da die Lufteinlässe 2 in Normallage des Projektils 1, nämlich dann,
wenn dessen Anströmung längs seiner Mittelachse 5 erfolgt, zur An
strömung hin geneigt sind, ist der in mindestens einem Lufteinlaß 2
auftretende Staudruck geringer als dann, wenn das Projektil mit
seiner Mittelachse 5 gegenüber der Anströmungsrichtung geneigt ist
und dann dieser Lufteinlaß luvseitig liegt, so daß er dann voll
angeströmt wird, während die leeseitigen Lufteinlässe 2 mehr im
Strömungsschatten liegen.
Jeder der Lufteinlässe 2 ist über einen eigenen Kanal 3 mit der zu
gehörigen Steuerdüse 4 verbunden, die auf der dem Lufteinlaß 2 ge
genüberliegenden Seite der Mittelachse 5 angeordnet ist. In Fig. 1a
ist daher der oberhalb der Mittelachse 5 gezeigte Lufteinlaß 2 mit
der unterhalb der Mittelachse 5 gezeigten Steuerdüse 4 verbunden,
und umgekehrt.
Aus allen Steuerdüsen 4 tritt dann, wenn sich das Projektil 1 in
seiner Normallage befindet, ein Luftstrahl aus. Kippt das Projektil
1 gegenüber seiner Flugrichtung, wird also gegen die Anströmung an
gestellt, dann nimmt die Intensität jenes Luftstrahls, dessen Steu
erdüse mit dem jeweils voll angeströmten Lufteinlaß 2 verbunden
ist, zu, während die Intensität des Luftstrahls, der aus der gegen
überliegenden Steuerdüse 4 austritt, abnimmt, da der zugehörige
Lufteinlaß 2 weniger oder nicht mehr angeströmt wird.
Der jeweils aus einer Steuerdüse 4 austretende Luftstrahl erzeugt
eine auf die Projektilspitze einwirkende Querkraft, die die Projek
tilspitze in die Normallage zurückzudrücken trachtet.
In Fig. 1b ist der Querschnitt längs Linie A-A in Fig. 1a gezeigt,
wobei der Schnitt durch die Kanäle 3 kurz hinter den Lufteinlässen
2 verläuft. In diesem Bereich entspricht die Querschnittsform der
Kanäle etwa jener der Projektion der Lufteinlässe 2 auf eine Radi
alebene bezüglich der Mittelachse 5 auf.
Wie aus Fig. 1b ersichtlich, ist der Querschnitt der Spitze des
Projektils 1 in sechs Sektoren unterteilt, von denen jeder einen
Kanal 3 bildet. Benachbarte Kanäle sind durch eine mäßig dicke
Trennwand voneinander getrennt, welche so bemessen ist, daß sie
mindestens dem Druck, welcher in den Kanälen 3 herrscht, standhält.
Das in Fig. 1 gezeigte Projektil kann z.B. durch Feinguß herge
stellt werden, wobei die Trennwände zwischen benachbarten Kanälen 3
mitgegossen werden. Auch Rohre sind geeignet, die Lufteinlässe 2
mit den Steuerdüsen 4 zu verbinden.
Fig. 2 zeigt unterschiedliche Ausführungsbeispiele erfindungsge
mäßer Projektile, jeweils von vorne gesehen.
In Fig. 2a sind rund um die Mittelachse 5 acht Lufteinlässe neben
einanderliegend angeordnet, die jeweils gleich große Abschnitte ei
nes Kreisrings bilden. Das Projektil 1 ist aus einer tragenden Au
ßenwand sowie einer Mittelsäule gebildet, zwischen denen dünne
Trennwände die einzelnen Lufteinlässe begrenzen.
Die Trennwände sind aus Blech geformt; das in Fig. 2a gezeigte Pro
jektil ist im Verbundguß hergestellt.
Fig. 2b zeigt ebenfalls eine Anordnung mit acht Lufteinlässen 2,
die jedoch jeweils kreisförmig ausgebildet sind und im übrigen be
züglich der Mittelachse 5 sternsymmetrisch angeordnet sind.
Die Lufteinlässe 2 in der Ausführungsform der Fig. 2b können durch
Stempel oder feste Kerne gebildet sein; die Spitze des gezeigten
Projektils kann aus Hartmetall gesintert sein.
In Fig. 2c sind acht Lufteinlässe 2 gezeigt, welche jeweils anein
andergrenzende, gleich breite Kreisbogenschlitze bilden. Diese
Anordnung kann gewählt werden, wenn nur eine geringe Querschnitts
fläche der Einlässe benötigt wird, und/oder wenn z.B. ein Suchkopf
in der Spitze untergebracht werden soll. Außerdem ist solch eine
Lufteinlaßkonfiguration zur Ansteuerung von Fluicid-Elementen
geeignet. Dann wird, wie in Fig. 2e dargestellt, bevorzugt eine
zusätzliche Mittelbohrung 6 vorgesehen, die einen Luft-Haupteinlaß
bildet, während die eigentlichen Lufteinlässe 2 nur so viel Luft
aufnehmen, wie dies erforderlich ist, um durch Beeinflussen des
Hauptluftstrahls aus dem Haupteinlaß 6 diesen in unterschiedliche
Steuerdüsen (nicht gezeigt) zu lenken.
In Fig. 2d ist eine Anordnung mit vier Lufteinlässen 2 gezeigt,
welche jeweils paarweise einander gegenüberliegen, wobei jeweils
zwei benachbarte Lufteinlässe 2, die durch eine schmale Trennwand
getrennt sind, gemeinsam die Kontur einer flachen Sichel aufweisen.
Die in Fig. 2d gezeigte Anordnung ist besonders bei solchen Pro
jektilen zweckmäßig, bei denen eine zusätzliche dreiachsige Steue
rung vorgesehen ist, wobei die Lufteinlässe 2 etwa zur Neutralisie
rung des Schiebewinkels herangezogen werden können. Den übrigen Ab
weichungen wirkt die gesonderte Steuerung entgegen.
In Fig. 3 sind zwei Ausbildungen eines Projektils 1 mit Heckstabi
lisierung gezeigt; in Fig. 3a (die obere Darstellung) ist das Pro
jektil 1 am Heck so abgesetzt, daß sich ein verbreiterter Heckab
schnitt bildet, wobei in den überstehenden, flanschartigen Absatz
die Lufteinlässe 2 einmünden, welche somit jeweils eine Lufthutze
bilden.
Der an den Lufteinlaß anschließende Kanal 3 verläuft im Projektil 1
unter deutlicher Querschnittserweiterung schräg nach hinten, wobei
die eingeströmte Luft aufgestaut und komprimiert wird und dann
durch die Steuerdüse 4 seitlich entweicht. Die Formgebung des
Kanals erfolgt hierbei so, daß mit einem Mindestmaß von
Strömungswiderständen zu rechnen ist.
Die in Fig. 3b (untere Abbildung) dargestellte Ausführungsform
weist im Heckbereich des Projektils 1 einen Lufteinlaß 2 auf, der
etwa wie ein NACA-Einlauf ausgebildet ist und nicht aus der Kontur
des Projektils 1 hervorragt . An diesen schließt mit einem sehr
flachen Winkel der Kanal 3 an, in welchem dann, wie bei der
Ausführungsform der Fig. 3a die Luft aufgestaut wird und in eine
Steuerdüse 4 einmündet, die ebenso wie der Lufteinlaß bündig mit
der Außenkontur des Projektils 1 abschließt.
Bei der Ausführungsform der Fig. 3b hängt der Staudruck besonders
stark von der Neigung der Oberfläche des Projektils 1 entsprechend
seiner Normallage ab. Nur wenn der Lufteinlaß 2 unmittelbar
angeströmt wird, ist mit nennenswerter Lufteinströmung zu rechnen.
Die Ausführungsformen der Fig. 3 sind auch als zusätzliche Stabi
lisierungen zu einem Projektil geeignet, das eine gesonderte Heck
leitwerksteuerung aufweist. In diesem Fall wäre es sinnvoll, solch
eine Anordnung in zweidimensionaler Bauweise (Lufteinlässe und
Steuerdüsen als quer zur Auströmrichtung orientierte Schlitze)
auszuführen. In diesem Fall käme man mit kleineren Leitwerken aus,
weil, deren Effektivität und Wirksamkeit gesteigert wird.
Einer der Vorteile einer solchen kombinierten Anordnung besteht
darin, daß die Steuerung des Projektils (oder sonstigen Flug
körpers) wesentlich vereinfacht sein kann, da das Projektil infolge
der in der Zeichnung gezeigten Stabilisierung sich stets in der
Normallage befindet bzw. bei Auftreten einer Abweichung sofort
selbsttätig in die Normallage zurückgeführt wird. Die Steuerung muß
daher weder Stabilisierungsfunktionen übernehmen noch Lageab
weichungen ermitteln und berücksichtigen.
Alle gezeigten Ausführungsformen sind auch für Projektile mit Such
kopf geeignet, der, etwa bei einem Projektil der Ausführungsform
der Fig. 3a, auch überstehen kann.
Wie im Zusammenhang mit der Ausführungsform der Fig. 2c beschrie
ben, kann der durch die Lufteinlässe 2 geschöpfte Luftstrahl ver
wendet werden, um einen Hauptstrahl so zu regulieren, daß er zu
einer jeweils geeigneten Düse ausgestoßen wird.
Dieser Hauptstrahl ist bevorzugt ein Luftstrahl, der einem Haupt-
Stauluftstrom entnommen ist. Es kann durch die von den Lufteinläs
sen ankommenden Luftströme aber auch ein anderer Gasstrom gelenkt
werden, der etwa dadurch gewonnen wird, daß ein im Bereich der
Spitze des Projektils angeordnetes Kühlmaterial verdampft, wenn
sich die Spitze des hochschnellen Projektils infolge der Anströmung
erhitzt. Ebenso wäre ein hinter dem Einlaß 6 angebrachter Treib
satz, bevorzugt aus Feststoff, denkbar, welcher sich durch die
heiße, durchströmende Luft entzündet (bei Hyperschall-Projektilen
möglich) und mit dieser verbrennt.
Claims (15)
1. Flugkörper, insbesondere Projektil, mit mindestens einer seit
lichen Steuerdüse zum Ausstoßen eines Gasstrahls,
gekennzeichnet durch mindestens einen mit der oder
mindestens einer Steuerdüse (4) durch einen oder jeweils einen Ka
nal (3) verbundenen Lufteinlaß (2), wobei Steuerdüse (4) und Luft
einlaß (2) so angeordnet sind, daß die sich bei Abweichung des
Flugkörpers (1) von seiner Normallage in dem oder einem Lufteinlaß
(2) einstellende Änderung seiner Anströmung in der zugehörigen
Steuerdüse (4) einen solchen Luftstrahl oder eine solche Änderung
eines Luftstrahls einstellt, daß die aus der Änderung resultierende
Querkraft den Flugkörper (1) wieder in seine Normallage zurück
bringt.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
Lufteinlaß (2) unmittelbar mit der Steuerdüse (4) verbunden ist.
3. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß im Be
reich der Spitze des Flugkörpers (1) mindestens zwei, bevorzugt
mehrere Lufteinlässe (2) bevorzugt symmetrisch im Bezug auf die
Flugkörper-Längsachse (5) angeordnet sind, und daß jedem Lufteinlaß
(2) eine zugehörige Steuerdüse (4) zugeordnet ist.
4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die
Querschnittsfläche eines jeden Lufteinlasses (2) gegenüber der
Flugkörper-Längsebene geneigt ist.
5. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 oder 4, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Steuerdüse oder Steuerdüsen (4), soweit sie vor
dem Schwerpunkt des Flugkörpers (1) liegen, auf der vom zugehörigen
Lufteinlaß (2) abgewandten Seite des Flugkörpers oder, soweit sie
hinter dem Schwerpunkt liegen, auf der gleichen Seite angeordnet
sind.
6. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß minde
stens ein Lufteinlaß (2) hinter dem Schwerpunkt als seitliche Öff
nung in der Flugkörperkontur oder als überstehende Hutze angeordnet
und durch den zugehörigen Kanal (3) mit der auf der gleichen Seite
des Flugkörpers hinter dem Lufteinlaß (2) angeordneten Steuerdüse
(4) verbunden ist.
7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß Luft
einlass und Stabilisierungsdüsen in den Leitflossen oder Tragflä
chen untergebracht sind.
8. Flugkörper nach Anspruch 6 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß
es sich bei diesem um einen Nurflügel-Flugkörper handelt.
9. Flugkörper nach Anspruch 2 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß
die Lufteinlässe (2) an die Steuereingänge einer Fluidic-Steuer
anordnung angeschlossen sind, deren Ausgänge mit den Steuerdüsen
(4) und deren Eingang mit einer Druckgasquelle, bevorzugt mit einem
LuftHaupteinlaß (6) verbunden ist, in welchem sich durch Anströmung
des Flugkörpers (1) ein Staudruck aufbaut.
10. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß neben
den Steuerdüsen noch ein Ausgang, bevorzugt im Heck, existiert,
durch welchen das zu Steuerzwecken nicht benötigte Gas ohne Erzeu
gung zusätzlichen Widerstandes entweichen kann.
11. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekenn
zeichnet, daß zum Einleiten, Aufrechterhalten, Verstärken, Dämpfen,
Unterdrücken oder Verhindern des Dralls des Flugkörpers die Steuer
düse(n) (4) und/oder gegebenenfalls der zugehörige Kanal oder die
zugehörigen Kanäle (3) so angeordnet sind, daß mindestens eine in
Umfangsrichtung des Flugkörpers (1) wirkende Kraft auftritt.
12. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß bei
mehr als einem Kanal zum Verhindern des Dralls des Flugkörpers die
Kanäle (3) zueinander gegensinnig gewunden sind.
13. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß bei
mehr als einem Kanal (3) zum Fördern des Dralls des Flugkörpers (1)
die Kanäle gleichsinnig gewunden sind.
14. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Steuerdüse(n) (4) so angeordnet ist bzw. sind,
daß eine nur einachsige Lagekorrektur auftritt.
15. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekenn
zeichnet, daß bei zweiachsiger Lagekorrektur diese in beiden Achsen
unterschiedlich auftritt.
Priority Applications (2)
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DE19883804930 DE3804930A1 (de) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | Flugkoerper |
FR8901966A FR2627273B1 (fr) | 1988-02-17 | 1989-02-15 | Engin volant a buses d'ejection de gaz |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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DE19883804930 DE3804930A1 (de) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | Flugkoerper |
Publications (2)
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Family
ID=6347584
Family Applications (1)
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