DE3804930C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3804930C2 DE3804930C2 DE19883804930 DE3804930A DE3804930C2 DE 3804930 C2 DE3804930 C2 DE 3804930C2 DE 19883804930 DE19883804930 DE 19883804930 DE 3804930 A DE3804930 A DE 3804930A DE 3804930 C2 DE3804930 C2 DE 3804930C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- missile
- air inlet
- air
- projectile
- control nozzle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- 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
- F42B10/02—Stabilising arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- 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
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des
Anspruchs 1.
Ein solcher Flugkörper ist in den Fig. 1 und 2 der DE-OS 28 56 286
gezeigt und im zugehörigen Text beschrieben und zeigt einen mittig
und in Flugrichtung von einem Kanal durchsetzten Flugkörper.
In der Nase des Flugkörpers ist rund um die Einlaßöffnung des Kana
les eine Anzahl von Lufteinlässen angeordnet, und zwischen jedem
dieser und dem Schwerpunkt des Flugkörpers ist eine mit dem Kanal
verbundene Steuerdüse ausgebildet.
Wenn der Flugkörper von seiner Normallage abweicht und sich mit
seiner Längsachse und damit auch mit seiner Nase schräg zur Flug
richtung und damit zur Anströmung einstellt, dann wird eine der
Einlaßöffnungen unmittelbar angeströmt; der sich in dieser einstel
lende Staudruck soll nun den den Kanal durchströmenden Luftstrom
wie in einem Fluidic-Element so ablenken, daß er eine Kanalwand-
Öffnung, die mit der dieser Einlaßöffnung diametral gegenüberlie
genden Steuerdüse verbunden ist, anströmt und den Austritt eines
Steuer-Luftstrahles aus der Steuerdüse veranlaßt, der die örtliche
Ablösung der den Flugkörper umströmenden Grenzschicht und damit
eine einseitige Abbremsung bewirkt, die den Flugkörper wieder mit
seiner Längsachse auf die Flugrichtung ausrichtet.
Die Formgebung der einzelnen Strömungsleitungen zum Steuern des
Luftstromes im Kanal ist kompliziert und muß, wie bei Fluidic-Ele
menten üblich, mit hoher Präzision realisiert werden. Außerdem ist
zu erwarten, daß bei hoher Anströmgeschwindigkeit im Kanal Verdich
tungsstöße auftreten, die die angestrebte Steuerwirkung beeinträch
tigen können.
Im übrigen ist es bei der Ausbildung des bekannten Flugkörpers als
Projektil nachteilig, daß dessen zentrischer Bereich, in dem übli
cherweise Funktionselemente angeordnet sein sollten, wegen des
mittigen Kanales ausgespart bleiben muß.
Der Erfindung liegt somit die Aufgabe zugrunde, den Aufbau des be
kannten Flugkörpers zu vereinfachen und einen Flugkörper zu schaf
fen, dessen Normallage mit einfachen Mitteln auch bei sehr hohen
Fluggeschwindigkeiten stabil gehalten werden kann.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
Hierbei ist jeder Lufteinlaß unmittelbar über eine Leitung mit der
zugehörigen Steuerdüse verbunden, so daß bei einer Abweichung von
der Normallage der von einem Lufteinlaß empfangene Staudruck unmit
telbar an die zugeordnete Steuerdüse weitergeleitet wird und dort
für die erforderliche Ablösung der Grenzschicht sorgt. Die Zwi
schenschaltung irgendeines steuernden Fluidic-Elementes ist eben
sowenig erforderlich wie ein gemeinsamer Kanal.
Die Leitung, die jeden Lufteinlaß mit der zugeordneten Steuerdüse
verbindet, kann innerhalb sinnvoller Grenzen beliebig geformt sein,
so daß der mittige Bereich des Flugkörpers zur Unterbringung von
Funktionselementen freigehalten werden kann.
Es ist zwar der DE-OS 24 444 920 unter vielen anderen, oft einander
widersprechenden Informationen auch das Merkmal entnehmbar, einen
bei einer Abweichung von der Normallage druckbeaufschlagten Luft
einlaß mit einer Steuerdüse zu verbinden, doch geschieht dies
nicht, wie bei der Erfindung, unmittelbar und in baulich festgeleg
ter Zuordnung, sondern über ein Steuerorgan und je nach Abwei
chungsfall veränderlich.
Beim erfindungsgemäßen Flugkörper kann ein Lufteinlaß so angeord
net werden, daß der in ihm auftretende Staudruck umso höher wird,
je mehr der Flugkörper von seiner Normallage abweicht. Es kann
durch die Anordnung des Lufteinlasses oder eine nachgeschaltete
Ausbildung, etwa eine Drosselstelle, auch dafür gesorgt werden, daß
aus der Steuerdüse dann kein wirksamer Luftstrahl mehr austritt,
wenn die Abweichung des Flugkörpers von der Normallage nur gering
ist.
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 Dimensionie
rung des jeweiligen Lufteinlasses die Größe der in der zugeordneten
Steuerdüse auftretenden Reaktionskraft.
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.
Claims (14)
1. Flugkörper mit
- - mindestens einem Lufteinlaß, der an einer solchen Stelle ange ordnet ist, daß in ihm die anströmende Luft bei einer Abwei chung des Flugkörpers von der Normallage einen Staudruck ausübt oder den bei der Normallage vorherrschenden Staudruck erhöht, und
- - mindestens einer Steuerdüse, die so angeordnet und mit dem Lufteinlaß über einen Kanal so verbunden ist, daß beim genann ten Auftreten oder Erhöhen des Staudrucks im Lufteinlaß ein solcher Luftstrahl aus der Steuerdüse austritt oder der in Nor mallage des Flugkörpers aus der Steuerdüse austretende Luft strahl so geändert wird, daß die vom Luftstrahl oder dessen Änderung verursachte Querkraft den Flugkörper wieder in seine Normallage zurückbringt,
dadurch gekennzeichnet, daß der Lufteinlaß (2) so
ausgebildet und mit der Steuerdüse (4) unmittelbar verbunden ist,
daß die in den Lufteinlaß (2) eintretende Luftmenge den Luftstrahl
bildet.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, 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
eine zugehörige Steuerdüse (4) zugeordnet ist.
3. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die
Querschnittsfläche eines jeden Lufteinlasses (2) gegenüber der
Flugkörper-Längsebene geneigt ist.
4. Flugkörper nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, 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.
5. Flugkörper nach Anspruch 1, 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.
6. Flugkörper nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß Luft
einlaß und Stabilisierungsdüsen in Leitflossen oder Tragflächen
untergebracht sind.
7. Flugkörper nach Anspruch 5 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß
es sich bei diesem um einen Nurflügel-Flugkörper handelt.
8. Flugkörper nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß
neben den Steuerdüsen noch ein Ausgang, bevorzugt im Heck, exi
stiert.
9. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, 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.
10. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß bei
mehr als einem Kanal zum Verhindern des Dralls des Flugkörpers die
Kanäle (3) zueinander gegensinnig gewunden sind.
11. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß bei
mehr als einem Kanal (3) zum Fördern des Dralls des Flugkörpers (1)
die Kanäle gleichsinnig gewunden sind.
12. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Steuerdüse(n) (4) so angeordnet ist bzw. sind, daß
eine nur einachsige Lagekorrektur auftritt.
13. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekenn
zeichnet, daß bei zweiachsiger Lagekorrektur diese in beiden Achsen
unterschiedlich auftritt.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
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 |
---|---|---|---|
DE19883804930 DE3804930A1 (de) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | Flugkoerper |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3804930A1 DE3804930A1 (de) | 1989-08-31 |
DE3804930C2 true DE3804930C2 (de) | 1993-06-17 |
Family
ID=6347584
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19883804930 Granted DE3804930A1 (de) | 1988-02-17 | 1988-02-17 | Flugkoerper |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3804930A1 (de) |
FR (1) | FR2627273B1 (de) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4410326C2 (de) * | 1994-03-25 | 1998-07-02 | Rheinmetall Ind Ag | Geschoß mit einer Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur |
FR2724450B1 (fr) * | 1994-09-13 | 1997-01-17 | Sauvestre Jean Claude | Balle de chasse a double penetration et a portee reduite |
US5583284A (en) * | 1994-09-13 | 1996-12-10 | Mobil Oil Corporation | Method for monitoring grease consistency |
DE10135574B4 (de) * | 2001-07-20 | 2009-09-10 | Osram Opto Semiconductors Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Fertigung von Schichtstrukturen auf Substraten mittels Flüssigphasenepitaxie |
US9052174B2 (en) * | 2007-08-31 | 2015-06-09 | Ra Brands, L.L.C. | Tipped projectiles |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3137464A (en) * | 1960-09-19 | 1964-06-16 | Billy M Horton | Fluid system for aircraft control |
GB926345A (en) * | 1961-05-30 | 1963-05-15 | Svenska Flygmotor Aktiebolaget | Improvements in and relating to air intakes for jet propulsion engines |
US3502285A (en) * | 1968-04-19 | 1970-03-24 | Us Army | Missile system with pure fluid guidance and control |
DE2018881A1 (de) * | 1970-04-20 | 1971-11-04 | Eta-Corp. Gmbh, 2000 Hamburg | Drallstabilisiertes Geschoss |
FR2244978B1 (de) * | 1973-09-21 | 1976-10-01 | Europ Propulsion | |
JPS5291599A (en) * | 1976-01-27 | 1977-08-02 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | Spike-nose for launching vehicle |
DE2856286C2 (de) * | 1978-12-27 | 1986-06-12 | Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf | Mit Überschallgeschwindigkeit fliegendes Geschoß |
HU190256B (en) * | 1984-03-12 | 1986-08-28 | Pojbics,Jenoe,Hu | Hunter bullet for guns of riflingless barrel |
DE3442973C1 (de) * | 1984-11-24 | 1986-01-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zum Stabilisieren und Vermindern der Pendelung eines mit Überschallgeschwindigkeit fliegenden Flugkörpers |
DE3442974C1 (de) * | 1984-11-24 | 1986-03-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zum Stabilisieren und Vermindern der Pendelung eines mit UEberschallgeschwindigkeit fliegenden Flugkoerpers |
SE447724B (sv) * | 1985-07-08 | 1986-12-08 | Saab Scania Ab | Anordning for styrning i girled av luftfarkoster |
SE447567B (sv) * | 1985-07-08 | 1986-11-24 | Saab Scania Ab | Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster |
-
1988
- 1988-02-17 DE DE19883804930 patent/DE3804930A1/de active Granted
-
1989
- 1989-02-15 FR FR8901966A patent/FR2627273B1/fr not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3804930A1 (de) | 1989-08-31 |
FR2627273A1 (fr) | 1989-08-18 |
FR2627273B1 (fr) | 1991-11-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2832082A1 (de) | Turbinenluftstrahl-triebwerk | |
DE3317378C2 (de) | ||
EP1921005A1 (de) | Ruder für Schiffe | |
EP1575828B1 (de) | Fluggerät | |
EP0264529A1 (de) | Flugkörper mit Stabilisierungseinrichtung | |
DE3804930C2 (de) | ||
EP0178467B1 (de) | Unbemannter Flugkörper mit einem Fallschirmbergesystem | |
DE1531416A1 (de) | Ausbildung der Duese eines Strahltriebwerks | |
DE2643391B3 (de) | System zur Steuerung der Fluglage bei einem VSTOL-Flugzeug | |
DE2027371C3 (de) | Flugkörper mit Stabilisierungsflügeln und einem Festreibstoff-Triebwerk mit zwei gesonderten Treibsätzen | |
DE2856286C2 (de) | Mit Überschallgeschwindigkeit fliegendes Geschoß | |
DE1157929B (de) | Flugzeug mit Strahltriebwerken, die mit Schubwendern versehen sind | |
DE2222785A1 (de) | Infanteriegeschoss zur bekaempfung von erdzielen | |
DE3407545A1 (de) | Kraftstoff-einspritzduese fuer brennkraftmaschinen | |
DE1186336B (de) | Flugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter, der seitlich angeordnete Ablenkduesen speist | |
DE965185C (de) | Aerodynamisch stabilisierter, unsteuerbarer Flugkoerper | |
DE3107496C2 (de) | ||
DE1147144B (de) | Strahlangetriebener Flugkoerper | |
DE2457503C2 (de) | Infanteriegeschoß | |
DE1944152C3 (de) | Munition, bestehend aus einem Abschußrohr und einem darin befindlichen Flugkörper | |
DE3138869A1 (de) | "lenkflugkoerper" | |
DE1956173A1 (de) | Strahlgesteuertes Flugzeug mit Trimm- bzw. Steuerklappen | |
DE19509346C2 (de) | Leitwerkstabilisierter Flugkörper | |
DE1938605A1 (de) | Treibspiegelgeschoss | |
DE3144073A1 (de) | Leitwerk mit reduzierter bodenwindempfindlichkeit |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |