DE3804931C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Richtungssteuerung eines im höheren Überschallbereich fliegenden Flugkörpers und derartiger Flugkörper, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1, sowie einen Flugkörper zur Durchführung eines solchen Verfahrens, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 6.

Da die allgemein zur Steuerung von Flugkörpern verwendeten, durch Servomotoren beweglichen Ruderklappen besonders in der Endphase des Fluges beim Anflug auf ein Ziel für eine erforderliche Kurskorrektur zu lange Zeit in Anspruch nehmen, wenn sich der Flugkörper im mehrfachen Überschallbereich befindet, wurde in der DE 35 46 269 C1 vorgeschlagen, einen bevorzugt gasförmigen Brennstoff durch seitlich in die Oberfläche des Flugkörpers einmündende Ausstoßdüsen in die turbulente, heiße, den Flugkörper umgebende Luftschicht zu injizieren, um dort ein Verbrennungsgaspolster zu bilden, das auf die Oberfläche des Flugkörpers ablenkend einwirkt.

Dieses bekannte Verfahren hat gegenüber einem anderen, bekannten Verfahren zum Steuern eines Flugkörpers durch die Reaktionskraft seitlich ausgestoßener Gase auch den Vorteil, daß die für einen Steuereingriff erforderliche Brennstoffmenge wesentlich geringer ist, so daß eine zwischen der Ausstoßdüse und einem Vorratsbehälter angeordnete Steuerdüse nicht nur kleiner dimensioniert werden kann, sondern insbesondere nur so kurzzeitig angesteuert werden muß, daß der Steuereingriff auch bei einem sehr schnell fliegenden Flugkörper noch ausreichend präzise möglich ist.

Bei dem eingangs genannten, bekannten Verfahren bzw. Flugkörper erfolgt die Injektion des Brennstoffs in einem Gebiet, in dem wegen der Anströmung von Leitwerk-Vorderkanten die Anströmung an der Oberfläche des Flugkörpers so stark gestört ist, daß sie sogar negativ werden kann, also in Flugrichtung strömt, und die Grenzschicht der Strömung längst von der Oberfläche des Flugkörpers abgelöst ist. Dieses Gebiet liegt hinter der Vorderkante des Leitwerkes, also in aller Regel im hinteren Teil des Flugkörpers.

Obwohl bei diesem bekannten Flugkörper auch die Selbstzündung des Brennstoffs beim Injizieren als möglich erwähnt ist, konnte sie experimentell nicht dargestellt werden, so daß sich die Fremdzündung als erforderlich erwiesen hat.

Ausgehend von diesem Stand der Technik liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, das bekannte Verfahren und den bekannten Flugkörper so weiterzubilden, daß sich die Fremdzündung zuverlässig erübrigt.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch das Verfahren des Anspruchs 1 sowie den Flugkörper des Anspruchs 6 gelöst.

Erfindungsgemäß wird im Gegensatz zu dem gattungsbildenden Verfahren und Flugkörper der Brennstoff im vorderen Teil des Flugkörpers in die noch ungestörte, turbulente Grenzschicht der antrömenden Luft an einer Stelle injiziert, an der während des Fluges die Luft mit hoher Machzahl an der Oberfläche des Flugkörpers entlangströmt, so daß diese Grenzschicht einseitig von der Oberfläche abgelöst wird.

Ist die Austrittsdüse möglichst weit vorne am Flugkörper angebracht, dann hält sich der austretende Brennstoff besonders lange in der turbulenten Grenzschicht der atmosphärischen Luft auf und vermischt sich entsprechend mit dieser. In dieser Grenzschicht verbrennt der in diese injizierte Brennstoff so rasch, daß die Abbrandgase noch auf den Flugkörper einwirken können.

Beim Flug mit hoher Geschwindigkeit durch die dichten, bodennahen Luftschichten ist diese Grenzschicht turbulent und infolge der hohen Stauenthalpie stark aufgeheizt. So betragen z. B. bei der Machzahl 5 die Stautemperatur und die sogenannte Recovery-Temperatur, d. h. der Temperaturwert, dem die angeströmten Wände asymptotisch zustreben, etwa 1600 K. Durch das erfindungsgemäße Einleiten des Brennstoffes in die Luftschicht mit einer so hohen Temperatur erfolgt das Abbrennen des Brennstoffes spontan und zuverlässig.

Die Verbrennung bewirkt noch eine Temperaturerhöhung, mit der eine beträchtliche Volumenvergrößerung verbunden ist, die eine Aufblähung der Grenzschicht und eine Verdrängung der Außenströmung zur Folge hat. Mit der Temperaturerhöhung ist außerdem eine beträchtliche Zunahme der Schallgeschwindigkeit verbunden, so daß die Abbrandgase im Vergleich zu der übrigen Strömung eine sehr viel kleinere Machzahl aufweisen (bei idealem Gas erhöht sich die Schallgeschwindigkeit proportional zur Quadratwurzel der Temperatur).

Es ist ersichtlich, daß aus dieser erfindungsgemäßen Maßnahme eine große Anzahl strömungsmechanischer Effekte resultiert, und daß die einseitige Veränderung der Anströmung eine ebenfalls einseitige Einwirkung auf den Flugkörper nach sich ziehen muß.

Zwei besonders wesentliche Auswirkungen seien hier herausgegriffen:
Die Stoßwelle, die sich an der Spitze eines Flugkörpers bzw. Pro­ jektils bildet, schmiegt sich um so enger an die Projektilnase an, je höher die Machzahl ist. Wenn also in einem Bereich der Außen­ oberfläche des Projektils die Strömung eine, verglichen mit anderen Bereichen, stark verringerte Machzahl aufweist, dann tritt dort auch eine Lageänderung der Stoßwelle auf. Während in allen unge­ störten Bereichen der Projektilnase sich die Stoßwelle an die Pro­ jektil-Außenoberfläche anschmiegt, löst sich die Stoßwelle in jenem Bereich, in dem die Brennstoffverbrennung auftritt, ab.

Hieraus resultiert nun eine beträchtliche Erhöhung des Wanddrucks in jenem Bereich der Flugkörper-Außenoberfläche, neben dem die Verbrennung erfolgt.

Aufgrund der gleichen Wirkung ist es auch möglich, an der Außen­ oberfläche des Flugkörpers Aufbauten, wie z. B. Keilstufen, Leitflä­ chen, od. dgl. vorzusehen, die von der ungestörten Strömung mit anliegender Stoßwelle überströmt werden, die aber in der Strömung mit der infolge von Verbrennung erniedrigten Machzahl zu Strömungsablösung und Vorlaufen der Stoßwelle führen. Es tritt somit vor den genannten Aufbauten ein erhöhter Druck auf, der ebenfalls für eine rasche Richtungsänderung des Flugkörpers sorgt.

Die für eine Steuermaßnahme erforderliche Brennstoffmenge ist, ver­ glichen mit der zum Erzeugen einer Reaktionskraft erforderlichen, seitlich auszustoßenden Gasmenge, außerordentlich gering, so daß die Steuereinrichtungen, Schaltventile und dergleichen, die zum Steuern und Dosieren des zu injizierenden Brennstoffs erforderlich sind, verhältnismäßig klein bauen können und somit auch sehr träg­ heitsarm angesteuert werden können.

Es ist somit möglich, eine Ansprechzeit von nur wenigen Millisekun­ den auf einen Steuerbefehl zu realisieren.

Der Brennstoff selbst kann eine reaktionsfähige Komponente enthal­ ten, die gasförmig, pulverförmig, pastös oder bevorzugt flüssig ist. Diese Reaktionskomponente kann gemäß einer bevorzugten Ausge­ staltung der Erfindung erst mit der Umgebungsluft der turbulenten Grenzschicht ein zündfähiges Gemisch bilden. Da bei solchen Gemi­ schen Temperaturen von 3000 K erreicht werden können, dürfte in der Regel die im Verbrennungsbereich erreichte Absenkung der Machzahl ausreichend sein.

Es ist aber gemäß einer anderen Ausgestaltung der Erfindung gege­ benenfalls von Vorteil, dem Brennstoff Sauerstoff- bzw. Stickstoff­ atome enthaltende Additive zuzusetzen, welche die Zündfreudigkeit des Gemisches steigern bzw. die Zündgrenzen auf einen breiteren stöchiometischen Mischungsbereich erweitern. Es ist auch an Additi­ ve wie beispielsweise Aluminium- oder Magnesiumpulver zu denken, womit eine höhere Verbrennungstemperatur erreicht wird, welche wie­ derum dazu führt, daß die Machzahl im Verbrennungsbereich noch stärker absinkt und somit die die Richtungsänderung des Flugkörpers herbeiführende Einwirkung auf diesen noch verstärkt oder bei ver­ hältnismäßig langsamfliegenden Flugkörpern erst ermöglicht wird.

Bevorzugt ist ein einziger Druckbehälter vorgesehen, der den Brenn­ stoff enthält und von dem aus eine Brennstoffleitung zu einer Aus­ stoßdüse führt. Ein bevorzugt elektromagnetisch angesteuertes Steu­ erventil ist in der Brennstoffleitung vorgesehen.

Wie eingangs erwähnt, genügt eine einzige Ausstoßdüse dann, wenn der Flugkörper um seine in Flugbahnrichtung weisende Längsachse rotiert, um eine Steuerung in jeder Richtung vorzunehmen.

Hierbei verlängert sich jedoch die Ansprechzeit je nach dem Dreh­ winkel, den der Flugkörper bei der Ansteuerung bis zu jener Dreh­ lage zurücklegen muß, in welcher sich die Steuerung auswirken soll. Es ist daher gemäß einer weiteren, bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung besonders von Vorteil, wenn mehrere Ausstoßdüsen vorge­ sehen sind, die jeweils mit einer eigenen Brennstoffleitung und einem dieser zugeordneten Steuerventil versehen sind. Hierbei ge­ nügen grundsätzlich bereits drei über den Umfang verteilte Ausstoß­ düsen, um augenblicklich jede gewünschte Richtungsänderung zu er­ reichen, bevorzugt sind jedoch vier Ausstoßdüsen vorgesehen, mit denen eine Kippbewegung jeweils um die Hoch- oder Querachse des Flugkörpers erreichbar ist.

Hierbei sind bevorzugt alle Brennstoffleitungen mit einem einzigen, gemeinsamen Brennstoff-Druckbehälter verbunden. Es kann aber gege­ benenfalls auch von Vorteil sein, jeder Ausstoßdüse oder jeweils benachbarten Ausstoßdüsen gemeinsam je einen eigenen Brennstoff- Druckbehälter zuzuordnen, um durch die kurzen Brennstoff-Förderwege im Flugkörper die Ansprechzeit auf ein Steuersignal noch weiter zu verkürzen.

Es ist auch grundsätzlich möglich, bei Verwendung eines Brennstoff­ gemisches für jedes Mischungsbestandteil oder für jede Reaktions­ komponente einen eigenen Druckbehälter vorzusehen. So ist es z.B. möglich, dadurch noch eine weitere Verkürzung der Ansprechzeit der erfindungsgemäßen Steuerung vorzusehen, daß über zwei gesonderte Brennstoffleitungen mit jeweils einem Steuerventil jeder Ausstoß­ düse ein Brennstoffgemisch zugeführt wird, das bei der Mischung unmittelbar und ohne zusätzliche Einwirkung reagiert.

Es ist grundsätzlich möglich, als Brennstoff ein unter Druck ste­ hendes Gas zu verwenden, oder eine Flüssigkeit, ein Gel, ein fluidisiertes Pulver oder eine Paste, das bzw. die durch ein Inertgas im Brennstoffbehälter unter Druck gehalten wird.

Nachteilig ist in diesem Fall jedoch die Gefahr, daß infolge einer Undichtigkeit der Brennstoff schon bei der Lagerung des Flugkörpers austreten kann.

Um diesem Nachteil abzuhelfen, ist es vorteilhaft, einen pyro­ technischen Gaserzeuger zu verwenden, der den Brennstoff im Brennstoff-Druckbehälter erst beim Abschuß des Flugkörpers unter Druck setzt.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist es aber besonders von Vorteil, einen Feder-Druckspeicher zu verwenden, dessen Feder erst vor der Verwendung des Flugkörpers gespannt wird.

Hierbei wird zum Spannen der Feder bevorzugt ein Inertkörper ver­ wendet, der mit der Spannfeder des Druckspeichers verbunden ist und beim Abschuß des Flugkörpers eine so hohe Verzögerung erfährt, daß er die Feder des Druckspeichers spannt.

Als Brennstoff wird bevorzugt ein thixotropes Gel verwendet, das den Vorzug hat, während der Lagerung selbst bei undichten Steuer­ ventilen nicht auszulecken, aber bei Druckbeaufschlagung flüssig und strömungsfähig zu werden. Die Verwendung eines solchen thixo­ tropen Gels läßt andererseits auch die Verwendung solcher Steuer­ ventile zu, die bei der Lagerung des Flugkörpers geöffnet bleiben und erst bei der Aktivierung der Flugkörper-Steuerung vor Abschuß des Flugkörpers schließen. In diesem Fall wird verhindert, daß die sonst bei einem langen Lagerzeitraum geschlossenen Ventile fest­ kleben und sich nicht mehr öffnen lassen. Es ist somit auch mög­ lich, zum Antrieb der Ventile sehr geringe Steuerkräfte zu verwen­ den, was wiederum die Ansprechzeit der Steuerventile verkürzt.

Wie bereits eingangs kurz angedeutet, wird bei einem Flugkörper, der gegenüber der Spitze nach hinten versetzte Stau- bzw. Leitflä­ chen aufweist, der Brennstoff in genügendem Abstand vor einer sol­ chen Fläche in die Grenzschicht injiziert, daß nach Mischung, Zün­ dung und Verbrennung die dadurch erniedrigte Machzahl zu einer Ab­ lösung der Strömung und damit an dieser Stelle zu einer starken Druckerhöhung führt. Analog ist der erfindungsgemäße Flugkörper mit solchen Stau- oder Leitflächen ausgebildet; eine solche Leitfläche kann beispielsweise einen etwa auf Höhe des Schwerpunkts um den Flugkörper herumführenden Ringspalt bilden, der bevorzugt eine dü­ senartige Verengung aufweisen kann und von der Grenzschicht durch­ strömt wird, um hierdurch eine Lagestabilisierung des Flugkörpers zu erreichen. Diese Lagestabilisierung wird sofort dann einseitig gestört, wenn vor der Leitfläche erfindungsgemäß Brennstoff in die Grenzschicht der Anströmung injiziert wird und auf die oben be­ schriebene Weise eine Ablösung der Grenzschicht erreicht wird.

Die Steuerventile sind, wie bereits oben erwähnt, bevorzugt als elektromagnetisch gesteuerte Ventile ausgebildet, so daß die Steuerung des Flugkörpers über eine elektronische Fernsteuerung erfolgen kann.

Es ist grundsätzlich aber auch möglich und unter Umständen von Vorteil, statt der Steuermagneten auch andere Ventilansteuerungen vorzusehen, etwa durch Luftstrahlen, die von Luft-Einlaßöffnungen in der Außenoberfläche des Flugkörpers ausgehen, welche ihrerseits so angeordnet sind, daß sie nur dann angeströmt werden, wenn der Flugkörper infolge einer Störung ins Taumeln oder Pendeln gerät. Es ist somit möglich, das erfindungsgemäße Verfahren auch zur Selbst­ stabilisierung eines Flugkörpers zu verwenden.

Es ist grundsätzlich möglich, die Ausstoßdüse oder Ausstoßdüsen als Öffnung in der Außenkontur des Flugkörpers anzuordnen.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist es aber von Vorteil, in der Außenkontur des Flugkörpers erweiterte Ausnehmungen anzuordnen, in welche dann die Ausstoßdüsen einmünden und die ge­ wissermaßen Vorkammern bilden, in denen eine Vorverbrennung des Brennstoffs mit der Umgebungsluft stattfindet. Hierdurch ist es möglich, bei längerdauernder Aufrechterhaltung der Verbrennung Druckschwingungen in der Verbrennungszone zu vermeiden.

Der Gegenstand der Erfindung wird anhand der schemati­ schen Zeichnung beispielsweise noch näher erläutert.

In dieser zeigt

Fig. 1 den schematischen Längsschnitt durch die Spitze eines er­ findungsgemäßen Projektils,

Fig. 2 eine andere Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Pro­ jektils, in einer Darstellung ähnlich Fig. 1, und

Fig. 3 den schematischen Längsschnitt durch eine weitere Ausfüh­ rungsform des erfindungsgemäßen Projektils.

In jedem, in den Figuren der Zeichnung dargestellten Ausführungs­ beispiel ist ein Projektil 1 dargestellt, in dem eine Steuerein­ richtung angeordnet ist, welche ihrerseits aus einem Brennstoff- Druckbehälter 2, einer durch ein Steuerventil verschlossenen und auf ein Steuersignal hin öffenbaren Brennstoffleitung 3 und einer Ausstoßdüse 11 besteht, deren Lage weiter unten noch näher be­ schrieben wird.

Eine solche, nur mit einer einzigen Ausstoßdüse 11 versehene Anord­ nung ist zur vollen Steuerung eines Projektils nur dann geeignet, wenn dieses um seine in Flugrichtung weisende Längsachse rotiert, so daß die Ausstoßdüse 11 alle Winkellagen durchläuft.

Bevorzugt weisen die in der Zeichnung gezeigten Ausführungsbeispie­ le jedoch mehrere Ausstoßdüsen 11 auf, und zwar bevorzugt vier, die mit jeweils gleichem gegenseitigem Winkelabstand rund um die Projektil-Längsachse angeordnet sind.

Jeder dieser Ausstoßdüsen 11 ist eine eigene Brennstoffleitung 3 zugeordnet, die jeweils durch ein eigenes Steuerventil verschlossen und öffenbar ist und jeweils entweder in einen gemeinsamen Brenn­ stoff-Druckspeicher 2 oder einen jeweils eigenen zugeordneten Brennstoff-Druckspeicher einmündet.

In Fig. 1 ist die Spitze eines Projektils im Mittel-Längsschnitt schematisch gezeigt, die aus einem Kegel gebildet ist, der einen Scheitelwinkel von 15° aufweist.

Die kegelige Spitze geht an ihrer Basis in einen sich erweiternden Kegelstumpf über, dessen Scheitelwinkel 30° beträgt, der seiner­ seits in einen zylindrischen Abschnitt übergeht, der dem Kaliber des Projektils entspricht.

Das gezeigte Projektil bewegt sich gemäß der Darstellung mit einer Geschwindigkeit von mehreren Mach durch die Umgebungsluft, so daß sich eine Kopfwelle 8 bildet, die infolge der hohen Machzahl sich eng gegen die kegelige Spitze des Projektils anschmiegt. An der überströmten Kegelfläche besteht eine turbulente Grenzschicht 6.

Wegen der hohen Machzahl bleibt an der kegelstumpfförmigen Erweite­ rung die turbulente Grenzschicht weiter anliegend und es entsteht auch eine anliegende Keilkopfwelle.

Die Keilkopfwelle 9 übt, wenn sie ungestört ist, eine über den Um­ fang des Projektils gleichmäßig verteilte Druckwirkung auf diesen aus.

Wenn ein flüssiger Brennstoff durch die Ausstoßdüse 11 ausgestoßen wird, dann gelangt dieser Brennstoff in die Grenzschicht 6, wird in deren turbulenter Strömung heftig verwirbelt und mit der heißen Um­ gebungsluft vermischt, so daß er zündet. Infolge der Fluggeschwin­ digkeit des Projektils wird jedoch der Brennstoff nach hinten ge­ rissen, so daß die Zündung erst ein Stück hinter der Ausstoßdüse 11 erfolgt.

Infolge der stark erniedrigten Machzahl der Verbrennungsgase kann die Strömung die Umlenkung an der kegelstumpfförmigen Erweiterung nicht mehr ohne Ablösung mitmachen. Das Ablösegebiet stellt eine Art Verbrennungsgaspolster 7 dar, das durch seine Verdrängungswir­ kung die Kopfwelle vor dem Absatz vorverlagert und aufsteilt.

Der von dem Verbrennungsgaspolster 7 umspülte Abschnitt des Projek­ tils erfährt somit eine Druckerhöhung, weil er nicht mehr durch die Kegelkopfwelle 9 angeströmt ist, so daß eine resultierende Querkraft auf das Projektil erzeugt wird, die dessen Flugbahn ändert.

Soweit nur eine Ausstoßdüse 11 und eine Brennstoffleitung 3 vorge­ sehen sind, ist diese Brennstoffleitung 3 ebenso wie deren Steuer­ ventil mittig angeordnet, so daß die Rotation des Projektils 1 auf den Brennstoff in der Leitung 3 keine oder eine nur möglichst ge­ ringe Kraftwirkung ausübt.

In Fig. 2 ist der schematische Teil-Längsschnitt durch die Spitze eines weiteren Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Projek­ tils gezeigt. Die Anordnung der aus Brennstoff-Druckspeicher 2, Steuerventil, Brennstoffleitung 3 und Ausstoßdüse 11 gebildeten Steuereinrichtung entspricht jener, die in Fig. 1 gezeigt ist.

Das in Fig. 2 gezeigte Projektil weist eine kegelige Spitze mit einem Scheitelwinkel von etwa 15° auf, die in einen zylindrischen, dem Geschoßkaliber entsprechenden Abschnitt übergeht. Vor dem Übergang und bis zu diesem heranreichend ist rund um das Projektil eine kreiszylindermantelförmige Leitfläche 14 angeordnet, die ge­ genüber der Außenkontur des Projektils einen Ringspalt 4 bildet, der sich von vorne nach hinten verengt.

Wie ersichtlich, erfolgt auch hier die Bildung eines Verbrennungs­ gaspolsters 7 ähnlich wie beim Ausführungsbeispiel der Fig. 1.

Während die die Projektilspitze einhüllende Stoßwelle im ungestör­ ten Fall an der Innenseite der Leitfläche einwärts reflektiert wird, "blockiert" die Spaltströmung im Fall einer Verbrennung, d.h. die Strömung kann durch den Spalt 4 nur noch teilsweise und als Un­ terschallströmung hindurchtreten. Dies führt dazu, daß vor dem Spalt auch hier ein Ablösegebiet (Verbrennungsgaspolster 7) mit vorgelagerter Stoßwelle entsteht.

Vom Kontraktionsverhältnis des Spaltes 4, von der Strömungsmachzahl und von den übrigen Anfangsbedingungen hängt das genaue Verhalten der Strömung ab. In jedem Fall ergibt sich eine Wanddruckerhöhung im Gebiet vor dem Spalt 4, die als Steuerkraft genutzt werden kann.

Der Spalt 4 kann durch entsprechende Lamellen auch in einzelne Segmente aufgeteilt sein.

Das Ausführungsbeispiel der Fig. 3 zeigt ein weiteres erfindungsge­ mäßes Projektil im schematischen Längsschnitt, mit einer kegeligen Spitze, die in einen zylindrischen, dem Kaliber entsprechenden Ab­ schnitt übergeht.

Bei dem Ausführungsbeispiel ist der zylindrische Abschnitt des Pro­ jektils in Schwerpunktnähe von zwei sich koaxial gegenüberliegenden Leitflächen 15 umgeben, von denen die innere bündig in die Außen­ kontur des Projektils übergeht.

Die beiden Leitflächen 15 bilden zwischeneinander einen Ringspalt 4, mit einem sich verengenden einlaufenden Abschnitt 13 und einem sich erweiternden auslaufenden Abschnitt 16.

Es können Querkräfte in der Schwerpunktnähe des autostabil fliegen­ den, in Fig. 3 gezeigten Projektils erzeugt werden, ohne daß dies zu einer merklichen Anstellung oder Pendelung des Projektils führt.

Auch beim Ausführungsbeispiel der Fig. 3 entspricht die Anordnung und Ausbildung der Steuereinrichtung, die aus dem Brennstoff-Druck­ behälter 2, der Brennstoffleitung 3 und der Ausstoßdüse 11 besteht, im wesentlichen jener der Fig. 1 und 2.

Wie in Fig. 3 ferner schematisch angedeutet, ist dem Auslaß des Brennstoff-Druckbehälters 2 ein Magnetventil zugeordnet, mit einer Magnetspule, einem ferromagnetischen Ventilkörper und einer Feder, die diesen gegen die Einmündung der Brennstoffleitung 3 drückt.

Die Zerstäubung und Verdampfung der Brennstofftröpfchen erfolgt bei den drei gezeigten Ausführungsbeispielen in einem schnellen, heißen Luftstrom und in wenigen Mikrosekunden, wie man aus Experimenten mit Spraydetonationen weiß. Dieser Vorgang läuft somit in viel kürzerer Zeit ab als die Vermischung von Brennstoffdampf und Luft durch Turbulenz und Diffusion, so daß die Verbrennung selbst nicht viel anders als bei Ausblasen einer entsprechenden Menge an Brenn­ stoffgas erfolgt. Es ist somit möglich, in höherem Machzahlbereich fliegende Flugkörper bzw. Geschosse oder Projektile mit einer ver­ hältnismäßig geringen mitzuführenden Masse durch eine große Anzahl von in Millisekunden ansprechenden Steuerimpulsen anzusteuern, was unter anderem für Endphasenkorrekturen von Projektilen zur Steige­ rung der Zielgenauigkeit dienen kann.

Um den Luftstau in der Ausstoßdüse 11 zu vermeiden und dadurch noch eine rascher ansprechende und feinere Dosierung des injizierten Brennstoffs zu ermöglichen, ist diese Ausstoßdüse gemäß einer wei­ teren, in der Zeichnung nicht dargestellten Ausführungsform inner­ halb einer Vertiefung angeordnet, welche die Ausstoßdüse gegenüber dem unmittelbaren Aufprall der anströmenden Luft schützt.

Es ist auch möglich, den Bereich vor und/oder hinter der Ausstoß­ düse 11 so aufzurauhen, daß die Turbulenzbildung in der Grenz­ schicht 6 noch weiter verstärkt wird.

Claims (15)

1. Verfahren zur Richtungssteuerung eines im höheren Überschallbereich fliegenden Flugkörpers durch seitliches Injizieren eines bevorzugt gasförmigen Brennstoffes in die turbulente, heiße, den Flugkörper umgebende Luftschicht, wodurch bevorzugt durch Selbstzündung das sich bildende Brennstoff-Luftgemisch unter Bildung eines Verbrennungsgaspolsters abbrennt und auf Oberflächenbereiche des Flugkörpers einwirkende Ablenkkräfte erzeugt, dadurch gekennzeichnet, daß die Injektion des Brennstoffes im vorderen Teil des Flugkörpers (1) in die turbulente Grenzschicht (6) der anströmenden Luft an einer Stelle erfolgt, an der während des Fluges die Luft mit hoher Machzahl die Oberfläche des Flugkörpers (1) entlangströmt, so daß diese Grenzschicht (6) von der Oberfläche einseitig abgelöst wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Brennstoff statt eines gasförmigen Brennstoffes ein flüssiger, pulverförmiger, pastöser oder gelartiger Brennstoff zur Bildung des Brennstoff-Luftgemisches in die Grenzschicht (6) injiziert wird.

3. Verfahren nach mindestens einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß als Brennstoff ein Gemisch aus einem gasförmi­ gen, flüssigen, pulverförmigen, pastösen oder gelartigen Brennstoff und Additiven wie beispielsweise Sauerstoff- bzw. Stickstoffatome enthaltende Substanzen in die Grenzschicht (6) injiziert wird.

4. Verfahren nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß als Brennstoff ein aus mehreren Brennstoffkomponenten zusammengesetztes Brennstoffgemisch in die Grenzschicht (6) injiziert wird.

5. Verfahren nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff zum Fördern der einseitigen Ablösung der Grenzschicht (6) von der Oberfläche des Flugkörpers (1) vor einer eine Staufläche bildenden Erweiterung oder einem Stabilisierungsspalt (4; 13) in die Grenzschicht (6) injiziert wird.

6. Flugkörper zur Durchführung des Verfahrens nach mindestens ei­ nem der Ansprüche 1 bis 5, mit einer oder mit mehreren, über den Umfang des Flugkörpers (1) verteilten in die Oberfläche des Flugkörpers seitlich einmündenden Ausstoßdüse bzw. Ausstoßdüsen, die oder die je über ein bevorzugt elektromagnetisches, fernsteuerbares Steuerventil und eine oder je eine Brennstoffleitung mit einem Brennstoff-Druckbehälter bevorzugt verbunden ist bzw. sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßdüse (11) im vorderen Teil des Flugkörpers in die Oberfläche an einer Stelle einmündet, an der während des Fluges die Luft mit hoher Machzahl die Oberfläche des Flugkörpers (1) entlangströmt.

7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff-Druckbehälter (2) getrennte Kammern für jeweils eine Brennstoffkomponente und/oder jeweils eine Brennstoffleitung (3) aufweist.

8. Flugkörper nach mindestens einem der Ansprüche 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff-Druckbehälter (2) als Federspeicher ausgebildet ist.

9. Flugkörper nach mindestens einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper (1) eine Aufweitung oder Leitfläche (14; 15) zur Führung der Grenzschicht (6) aufweist, und daß die Ausstoßdüse(n) (11), in Flugrichtung gesehen, vor der Aufweitung oder der Leitfläche angeordnet ist bzw. sind.

10. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitfläche (14; 15) den Flugkörper (1) ringförmig umgibt.

11. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitfläche (15) an einem zylindrischen Außenflächenbereich des Flugkörpers (1) angeordnet ist.

12. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitfläche (14) im Übergangsbereich zwischen einem sich kegelförmig erweiternden und einem zylindrischen Oberflächenbereich des Flugkörpers (1) angeordnet ist.

13. Flugkörper nach mindestens einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitfläche (15) einen sich in Strömungsrichtung zunächst verjüngenden Stauraum (13) und einen sich daran anschließenden, sich erweiternden Diffusionsabschnitt (16) bildet.

14. Flugkörper nach mindestens einem der Ansprüche 6 bis 13, da­ durch gekennzeichnet, daß die Ausstoßdüsen (11) innerhalb erweiter­ ter Ausnehmungen oder Vertiefungen an der Oberfläche des Flugkör­ pers (1) gelegen sind.

15. Flugkörper nach mindestens einem der Ansprüche 6 bis 14, da­ durch gekennzeichnet, daß die Außenfläche des Flugkörpers (1) stellenweise aufgerauht ist.