DE3937743A1 - Flugkoerper - Google Patents
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Description
Die Erfindung betrifft einen mit hoher Geschwindigkeit fliegenden
Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anpruchs 1, wie er aus der
DE-OS 38 04 931 bekannt ist, deren Inhalt ausdrücklich durch den
Bezug in die vorliegende Offenbarung mit aufgenommen wird.
Bei diesem bekannten Flugkörper ist mindestens eine in dessen von
Luft mit Überschallgeschwindigkeit umströmte Oberfläche mündende
Brennstoffdüse vorgesehen, durch welche zum Zweck der Richtungs
steuerung seitlich gasförmiger oder bevorzugt flüssiger Brennstoff
in die sich an der Oberfläche bildende verwirbelte, erhitzte Grenz
schicht einleitbar ist.
In dieser Wirbelschicht vermischt sich der Brennstoff mit der Luft
und zündet. Hierbei ergibt sich ein Verbrennungsgaspolster mit ge
genüber der Grenzschicht noch stark erhöhter Temperatur und somit
verringerter Machzahl. Aus den in der genannten Offenlegungsschrift
dargelegten Gründen ergibt sich im Bereich der Verbrennung ein er
höhter, auf die Flugkörper-Oberfläche einwirkender Wanddruck, der
je nach der Lage dieses Verbrennungsbereiches den Flugkörper seit
lich versetzt oder auf diesen ein mehr oder weniger großes Drehmo
ment um den Schwerpunkt aufbringt.
Um eine bessere Wirkung des Verbrennungsgaspolsters besonders bei
sehr hohen Fluggeschwindigkeiten zu erbringen, ist in der genannten
Offenlegungsschrift vorgeschlagen, hinter der Brennstoffdüse eine
Aufweitung des quer zur Flugrichtung vorliegenden Querschnitts vor
zusehen.
Diese Aufweitung erhöht jedoch den Strömungswiderstand des Flugkör
pers ganz erheblich, so daß die durch diese Aufweitung erreichten
Vorteile durch eine erhebliche Verschlechterung der Ballistik er
kauft werden müssen.
Da ferner die Aufweitung den das Kaliber des Flugkörpers bestimmen
den Querschnitt überragt, kann der bekannte Flugkörper nicht aus
einem kalibergleichen Rohr verschossen werden.
Bei dem bekannten Flugkörper, der wie auch der erfindungsgemäße be
vorzugt als nichtangetriebenes Geschoß ausgebildet ist, kann
schließlich nicht nur dessen Flugrichtung durch die Querbeschleuni
gung oder das Verschwenken geändert werden, sondern es kann auch
jenen Pendel- und Taumelbewegungen entgegengewirkt werden, die die
Fluggenauigkeit erheblich beeinträchtigen können. Zu diesem Zweck
ist der genannten Offenlegungsschrift jedoch lediglich eine der je
weiligen Winkellage des Flugkörpers entsprechende Ansteuerung des
der jeweiligen Brennstoffdüse zugeordneten Ventils entnehmbar, wozu
eine komplizierte Bord- oder Fernsteuerung erforderlich ist, die
die jeweilige Lage des Flugkörpers erfaßt und von dieser abhängig
Gegenmaßnahmen auslöst.
Ausgehend von diesem Stand der Technik liegt der Erfindung die Auf
gabe zugrunde, den eingangs genannten, bekannten Flugkörper dahin
gehend weiterzubilden, daß die oben beschriebenen Unzulänglichkei
ten mindestens teilweise ausgeräumt werden.
Insbesondere soll ein Flugkörper geschaffen werden, dessen Flug
richtung und/oder Winkellage selbst dann, wenn er mit sehr hoher
Machzahl fliegt, etwa im Bereich von Mach 5, mit geringem Steuer
aufwand stabilisiert und/oder wirksam geändert werden kann.
Durch eine bevorzugte Ausgestaltung soll auch der Verschuß des
Flugkörpers aus einem kalibergleichen Rohr ermöglicht werden.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.
Hierbei ist erfindungsgemäß die Aufweitung von einem Kranz von
Stiften gebildet, die von der Oberfläche des Flugkörpers abragen,
die ansonsten keinerlei überkalibrigen Vorsprung aufweist, wenn man
vom gegebenenfalls vorhandenen und bevorzugt versenkbar angeordne
ten oder umklappbaren Leitwerk absieht.
Die Dicke und Länge der Stifte ist hierbei so gewählt, daß der von
den Stiften ausgeübte Strömungswiderstand nur gering ist. Besonders
wesentlich ist aber der gegenseitige Abstand der Stifte: dieser ist
so gewählt, daß sich die Umströmung der benachbarten Stifte gegen
seitig nicht bzw. nur wenig beeinflußt und somit stört, so daß der
Strömungswiderstand des gesamten Kranzes von Stiften gering ist und
somit die Ballistik des Flugkörpers nur wenig beeinflußt. So wird
die untere Grenze des Bereichs zulässiger Abstände zwischen den
Stiften bestimmt.
Am Fußpunkt eines jeden Stiftes entsteht durch Aufstauen der Grenz
schicht, die die Oberfläche des Flugkörpers umströmt, jeweil ein
hufeisenförmiges Ablösegebiet, in welchem sich eine so stark erhöh
te Temperatur einstellt, daß bei Einbringen von Brennstoff in die
Strömungs-Grenzschicht und bei Wahl eines Brennstoffs mit geeigne
ter Zündtemperatur das Brennstoff-Luft-Gemisch im jeweiligen huf
eisenförmigen Ablösegebiet zündet.
Nun ist der Abstand zwischen benachbarten Stiften so klein gewählt,
daß sich die Verbrennungsgase zwischen diesen mindestens teilweise
aufstauen, die einzelnen Ablösegebiete miteinander vereinen und so
mit ein ausgedehntes, über mehrere Stifte hinwegreichendes Ablöse
gebiet bilden, so daß die Strömung durch das Gatter von Stiften
hindurch mindestens teilweise und bevorzugt vollständig gesperrt
wird.
Somit ist die Wirkung dieses Kranzes von Stiften völlig gleichartig
wie jene, die von der bekannten, in der Oberfläche des Flugkörpers
ausgestülpten Aufweitung ausgeht, so lange Brennstoff durch die
Brennstoffdüse austritt und somit diese Aufweitung bzw. deren Wir
kung auch erwünscht oder notwendig ist.
Sobald aber die Brennstoffzufuhr zur Brennstoffdüse unterbleibt,
endet die Sperrung der Strömung zwischen den Stiften hindurch und
es tritt wieder die fast unbehinderte Umströmung der einzelnen
Stifte ein, wodurch der Strömungswiderstand des Flugkörpers nur
wenig höher ist als der eines Flugkörpers ohne Kranz von Stiften
und deutlich kleiner als jener des bekannten Flugkörpers mit massi
ver Aufweitung.
Somit gelingt es, trotz einer während des normalen Fluges nur ver
hältnismäßig geringen Vergrößerung des Strömungswiderstandes des
Flugkörpers bei Brennstoffzufuhr durch die Brennstoffdüse in die
Grenzschicht einen sehr erheblichen Anstieg des Wanddruckes herbei
zuführen, und zwar infolge der Zündung des Brennstoff-Luft-Gemi
sches an den Stiften in einem eng begrenzten und genau definierten
Bereich, so daß dann auf den Flugkörper nicht nur eine hohe Steuer
kraft aufgebracht wird, sondern der Axialabstand ihres resultieren
den Angriffspunkts vom Schwerpunkt genau definiert ist, so daß bei
geeigneter Positionierung des Kranzes von Stiften ein besonders
präzises Kippmoment auf den Flugkörper aufgebracht werden kann, das
Kippschwingungen des Flugkörpers entgegenwirken kann.
Die Stifte können grundsätzlich radial von der Oberfläche des
Flugkörpers abstehen; gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der
Erfindung sind sie zum weiteren Verringern des Luftwiderstandes
gegenüber der Anströmungrichtung geneigt, und zwar bevorzugt so,
daß zwischen jedem Stift und der sich von diesem aus in Richtung
der Spitze des Flugkörpers erstreckenden Oberfläche ein bevorzugt
ziemlich kleiner spitzer Winkel eingeschlossen wird.
Bevorzugt liegt dieser Winkel im Bereich zwischen 10° und 30°; als
besonders vorteilhaft hat sich ein Winkel in der Größenordnung von
etwa 15° erwiesen.
Bei unterkalibrigen Geschossen können die Stifte starr angebracht
sein und bevorzugt zum Schutz vor Beschädigung durch den Treibspie
gel abgedeckt sein, der sie nach dem Abschuß freigibt.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung wird jedoch
vorgeschlagen, daß die Stifte versenkbar in die Oberfkäche einge
lassen sind.
Somit ist es möglich, den erfindungsgemäßen Flugkörper aus einem
kalibergleichen Rohr zu verschießen, ohne daß hierbei die Stifte
stören oder Schaden nehmen.
Es ist aber auch möglich, versenkbare Stifte an solchen Flugkörpern
anzubringen, an denen starre Stifte an sich nicht unbedingt stören
würden, etwa an Boden-Luft-Raketen, denn durch das Versenken der
Stifte während des Transportes und der Handhabung wird nicht nur
das für den Flugkörper erforderliche Transportvolumen verringert,
sondern die Stifte werden besonders vor Beschädigung, etwa Verbie
gen, geschützt.
Die versenkten Stifte können in zu ihnen koaxialen Bohrungen sitzen
und durch eine Feder oder einen Druckkolben ausgefahren werden; ge
mäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung sind die Stifte
jedoch mit ihrem Fußbereich schwenkbar an der Oberfläche ange
bracht, gegen diese anklappbar und von dieser weg mittels einer Fe
der abspreizbar; diese Stifte können in eingeklapptem Zustand von
einem den Flugkörper umgebenden Band festgehalten werden, das beim
Start des Flugkörpers zerstört wird; so ist es etwa möglich, daß
die Stifte beim Abschuß des Flugkörpers aus einem kalibergleichen
Rohr vom Band bzw. dessen Bestandteilen geschützt werden, bis der
Flugkörper das Rohr verlassen hat, wo die Bestandteile des Bandes
durch die Luftströmung weggeblasen werden und die Stifte ausschwen
ken können.
Es ist aber zur Verringerung des Luftwiderstandes auch möglich, das
Ausfahren bzw. Abspreizen der Stifte erst dann zu veranlassen, wenn
der Flugkörper eine gewisse Flugstrecke zurückgelegt hat, denn er
fahrungsgemäß sind etwa beim Schuß auf ein bewegtes Ziel in der
Anfangsphase des Fluges oft noch keine Kurskorrekturen erforder
lich, sondern diese müssen erst vorgenommen werden, wenn eine Kurs
abweichung erkennbar wird oder die Bewegung des Zieles vom angenom
menen Verlauf abweicht.
Es ist auch möglich und gegebenenfalls bevorzugt, das Ausfahren
bzw. Abspreizen der Stifte durch ein Steuersignal erst dann vorzu
nehmen, wenn eine Kurs- oder Lagekorrektur erforderlich ist.
Die Grundform des Flugkörpers besteht aus einer etwa kegeligen
Spitze, an die ein etwa zylindrischer Hauptkörper anschließt, der
eine beträchtliche Länge aufweisen kann. Die tatsächliche Form des
Flugkörpers kann von dieser Grundform geringfügig abweichen; so
kann z. B. der vordere Abschnitt des zylindrischen Hauptkörpers ein
wenig verdickt sein.
Gemäß zweier alternativer, bevorzugter Ausgestaltungen der Erfin
dung ist der Kranz von Stiften am zylindrischen Hauptkörper jeweils
in einer seiner Radialebenen angebracht, und zwar entweder nahe dem
Schwerpunkt oder am vorderen Endabschnitt des Hauptkörpers.
Die Anbringung der Stifte nahe dem Schwerpunkt liefert eine Quer
kraft, die auf den Flugkörper eine Querbeschleunigung aufbringt,
ohne seine Winkellage in Bezug auf den Schwerpunkt wesentlich zu
beeinflussen; es wird somit vermieden, durch einen Steuervorgang
gleichzeitig Nickschwingungen des Flugkörpers zu induzieren.
Die Anbringung der Stifte am vorderen Endabschnitt des Hauptkörpers
erbringt dagegen einen besonders guten Wirkungsgrad des Steuerein
griffs: durch den höheren Druck in der kegeligen Anströmung der
Spitze wird durch den abbrennenden Brennstoff eine höhere Querkraft
erzielt, die wegen des hohen Schwerpunktabstands ein energisches
Drehmoment auf den Flugkörper aufbringt und diesen verschwenkt, so
daß die Steuerung des Flugkörpers nach dieser Ausführungsform be
sonders rasch anspricht. Es sind somit erhebliche und rasche Kurs
korrekturen möglich, so daß der erfindungsgemäße Flugkörper auch
gegen rasch und regellos bewegte Ziele erfolgreich einsetzbar ist.
Hierbei wirkt der auf entsprechend ausgestaltete Leitflächen ein
wirkende Luftdruck dem durch den Steuervorgang induzierten Drehmo
ment entgegen und verhindert das Auftreten von Nickschwingungen.
Der am vorderen Endabschnitt des kreiszylindrischen Hauptkörpers
angeordnete Kranz von Stiften ist gemäß einer weiteren Ausgestal
tung der Erfindung so angeordnet, daß er eine bündige Verlängerung
der Oberfläche des zylindrischen Hauptkörpers bildet, wobei jeder
Stift gegenüber der Verlängerung einer Erzeugenden der Oberfläche
des zylindrischen Hauptkörpers ein weinig einwärts versetzt ist, so
daß die Erzeugende der Hauptkörperoberfläche in eine der Stiftober
fläche übergeht.
Hierbei weist der Flugkörper trotz der vom Kranz von Stiften gebil
deten Aufweitung an keiner Stelle einen sein Kaliber übersteigenden
Durchmesser auf, wenn man gegebenenfalls vom Leitwerk absieht. Da
her ist der Verschuß des Flugkörpers in einem kalibergleichen Rohr
ohne weiteres möglich.
Die Stifte können hierbei wie auch bei den anderen Ausführungsfor
men bevorzugt einen kreisfömigen Querschnitt aufweisen; es kann
gegebenenfalls aber auch eine andere Querschnittsform von Vorteil
sein, etwa eine elliptische oder trapezförmige Querschnittsfläche
der Stifte, wenn diese in Richtung der Anströmung geschnitten sind,
um deren Luftwiderstand noch weiter zu verringern.
Der Brennstoff, der aus der Brennstoffdüse austritt, wird von der
Luft mitgerissen und folgt somit der Anströmung. Diese verläuft
aber nur dann genau in Längsrichtung des Flugkörpers, wenn dieser
mit seiner Achse genau auf seine Flugbahn ausgerichtet ist. Taumelt
dagegen der Flugkörper, oder führt er Nickschwingungen um seinen
Schwerpunkt durch, dann weist die Anströmung bezüglich des
Flugkörpers eine Radialkomponente auf, d. h. die Stelle, an welcher
der Brennstoff am Kranz von Stiften zündet, ist radial gegenüber
der Lage der Brennstoffdüse versetzt.
Um nun in jedem Fall eine genau definierte Lage jener Stelle zu er
reichen, an welcher die Zündung erfolgt und somit auch die Quer
kraft wirksam ist, sind gemäß einer weiteren, bevorzugten Ausge
staltung der Erfindung in der Oberfläche des Flugkörpers mindestens
im Bereich der Brennstoffdüse Längsführungen für die Grenzschicht
etwa in Form von Längsnuten oder Längsstegen ausgebildet, die sich
bevorzugt bis zum Kranz von Stiften erstrecken.
Diese Strömungs-Längsführungen vermeiden ein Abfließen der Strömung
in Umfangsrichtung, so daß jene Stelle, an welcher die Zündung des
Brennstoff-Luft-Gemisches erfolgt, in Umfangsrichtung festgelegt
bleibt.
Es ist somit eine noch genauere Steuerung des Flugkörpers möglich.
Andererseits kann aber gerade dieses radiale Abfließen der Anströ
mung erfindungsgemäß zum selbsttätigen Unterdrücken von Taumelbewe
gungen und Pendel- bzw. Nickschwingungen genutzt werden.
Hierbei muß der Flugkörper eine glatte Oberfläche im Bereich zwi
schen der Brennstoffdüse und dem Kranz von Stiften aufweisen, der
in diesem Fall seinerseits noch vor dem Schwerpunkt des Flugkörpers
angeordnet ist.
Wenn nun eine Auslenkung der Spitze gegenüber der Flugrichtung in
folge einer Pendelbewegung des Flugkörpers auftritt, dann strömt
der Brennstoff zur Windschattenseite und erzeugt dort infolge sei
ner Zündung eine noch vor dem Schwerpunkt liegende Querkraft, die
um diesen ein Drehmoment erzeugt und somit danach trachtet, die
Spitze entgegen der Auslenkung zurückzuschwenken. Diese Wirkung
setzt wegen der besonders kurzen Ansprechzeit der Steuerwirkung
beim erfindungsgemäßen Flugkörper so frühzeitig ein, daß die durch
die Steuerung erzwungene Korrekturbewegung praktisch in Gegenrich
tung der ursprünglichen Auslenkung erfolgt.
Es ist somit nicht nötig, beim Auftreten von Pendelbewegungen diese
genau nach Zeitpunkt, Richtung und Ausmaß zu erfassen, sondern es
genügt nur die Feststellung, daß eine solche Pendelbewegung auf
tritt, und die Zufuhr einer vordosierten Brennstoffmenge zur Brenn
stoffdüse, und zwar bei jeder Pendelbewegung, solange eine solche
auftritt.
Durch geeignete Einstellung des Zündverhaltens und der Abbrennge
schwindigkeit des Brennstoff-Luft-Gemisches kann ferner zwischen
der durch eine Pendelschwingung herbeigeführten Auslenkung des
Flugkörpers und der durch den Brennstoff erreichten Gegenwirkung
eine Hysterese eingestellt werden, die zur selbsttätigen Dämpfung
der Pendelbewegungen des Flugkörpers führt. Hierbei kann ggf. der
Bennstoff, um eine längerdauernde Dämpfungswirkung zu erreichen,
nicht in Abhängigkeit von der jeweiligen Auslenkung diskontinuier
lich, sondern über einen längeren Zeitraum hinweg der Brennstoffdü
se kontinuierlich zugeführt werden.
Beim Abschuß etwa aus einem Rohr können bekanntlich Störungen auf
treten, die die Pendelbewegung des Flugkörpers verursachen, so daß
sich dieser erst beim Zurücklegen seiner Flugstrecke "einpendeln"
muß, wodurch die Streuung vergrößert wird.
Wenn dieses "Einpendeln" durch das obenbeschriebene, erfindungsge
mäße Verfahren der selbsttätigen Dämpfung dadurch gefördert wird,
daß der Brennstoffdüse während der Anfangsphase des Fluges Brenn
stoff zugeleitet wird, dann kann die Streuung ganz erheblich ver
ringert werden, weil die Pendelbewegung wesentlich rascher zum Ab
klingen gebracht wird, als dies bisher möglich war.
Die Erfindung bezieht sich ausdrücklich auch auf das beschriebene
Verfahren zur Dämpfung der Pendelschwingungen des Flugkörpers, wo
bei während der mit einer bestimmten Frequenz kreisenden Bewegung
der Spitze des Flugkörpers das sich bildende Luft-Brennstoff-Ge
misch, weil es stets dem Windschattenbereich zuströmt, in einer Zo
ne auf die Aufweitung des Flugkörpers auftrifft, die längs deren
Umfangsrichtung mit gleicher Frequenz kreisend umläuft, und wobei
durch geeignete Wahl des Zündverhaltens des Brennstoffs der längs
des Umfangs der Aufweitung umlaufende Ort, an dem die Zündung er
folgt, so eingestellt werden kann, daß die auf den Flugkörper auf
gebrachte Querkraft die Pendelschwingung zu unterdrücken trachtet.
Ferner ist es möglich, auch solche Flugkörper mit guter Präzision
zu verschießen, die sonst wegen ihrer instabil wären.
Dies gilt grundsätzlich auch für aus gezogenen Rohren verschossene
Flugkörper; es ist bei der Einstellung der Dämpfungsrichtung in
diesem Fall lediglich die Rotation des Flugkörpers um seine in
Flugrichtung verlaufende Achse bei der Einstellung des Ortes der
Zündung zu berücksichtigen.
Der Gegenstand der Erfindung wird anhand der beigefügten, schemati
schen Zeichnung beispielsweise noch näher erläutert.
In dieser zeigt:
Fig. 1a die stark vereinfachte Seitenansicht eines Flugkörpers ge
mäß einem ersten Ausführungsbeispiel,
Fig. 1b die Heckansicht des in Fig. 1a gezeigten Flugkörpers,
Fig. 2a die stark vereinfachte Seitenansicht eines Flugkörpers ge
mäß einem zweiten Ausführungsbeispiel, und
Fig. 2b die gegenüber der Darstellung in Fig. 2a vergrößerte Sei
tenansicht der Spitze des Flugkörpers der Fig. 2a.
In der Zeichnung ist ein Flugkörper gezeigt, der aus einem kreis
zylindrischen Hauptkörper 1 und einer sich kegelig verjüngenden
Spitze 2 gebildet ist. Der Außendurchmesser des Hauptkörpers 1 be
stimmt das Kaliber; etwa in der Mitte der Längsachse des Hauptkör
pers 1 liegt der Schwerpunkt.
In die Oberfläche der Spitze 2 mündet nahe ihrem vorderen, punkt
förmigen bzw. angespitzten Ende eine Brennstoffdüse, die über eine
Brennstoffleitung und ein Regulierventil mit einem Brennstoff-Vor
ratsbehälter im Inneren des Flugkörpers in Verbindung steht. Durch
die Brennstoffdüse ist Brennstoff 3 ausspritzbar, wie in der Zeich
nung angedeutet.
Das Regulierventil kann mit einem Pendelschwingungen ermittelnden
Meßfühler (Ausführungsform der Fig. 2a und 2b) oder einem Fernsteu
erempfänger oder Zielsensor (Ausführungsform der Fig. 1a und 1b) in
Steuerverbindung stehen.
Die Außenoberfläche der Spitze 2 und des Hauptkörpers 1 ist beim
Ausführungsbeispiel der Fig. 2a und 2b glatt, kann beim Ausfüh
rungsbeispiel der Fig. 1a und 1b jedoch eine Strömungsführung etwa
in Form von Längsstegen oder Längsnuten aufweisen, die sich minde
stens von der Einmündung der Brennstoffdüse aus zum Heck des Flug
körpers hin erstrecken. Die Brennstoffdüse ist bei jedem Ausfüh
rungsbeispiel möglichst nahe dem vorderen Ende des Flugkörpers an
geordnet.
Die Flugkörper beider Ausführungsformen weisen jeweils einen Kranz
aus Stiften 4 auf, die einen gleichen gegenseitigen Abstand auf
weisen und am Hauptkörper 2 angebracht sind.
Die Stifte 4 bilden jeweils die Erzeugenden einer Rotationsfigur,
die koaxial zum Flugkörper angeordnet ist und dessen Oberfläche
somit in einer Radialebene schneidet.
Diese Rotationsfigur ist bei der Ausführungsform der Fig. 1a und 1b
ein Kegelstumpf, bei der Ausführungsform der Fig. 2a und 2b ein
Kreiszylinder.
Bei der Ausführungsform der Fig. 1 und 1a sind die Stifte ein wenig
hinter dem Schwerpunkt am Flugkörper gelenkig angebracht und sind
in die Oberfläche einklappbar.
In der Figur ist die ausgeklappte Lage der Stifte gezeigt, in der
sie durch eine Feder belastet sind und um etwa 15° gegenüber der
Oberfläche des Hauptkörpers 1 geneigt sind.
Zum Verringern des Luftwiderstandes ist das freie Ende 5 eines
jeden Stiftes 4 angespitzt; die Stifte 4 sind in der Ausführungs
form der Fig. 1a und 1b an der Außenseite so abgeschrägt, daß die
Abschrägungen in einer zur Achse des Flugkörpers koaxialen Zylin
derringfläche sitzen.
Die Anordnung und Ausbildung der Stifte 4 ist bei der Ausführungs
form der Fig. 1a und 1b so getroffen, daß sich beim Abbrennen des
Brennstoffes 3 eine resultierende Querkraft ergibt, die etwa auf
der Höhe des Schwerpunktes wirksam ist und gegen diesen gerichtet
ist. Somit dient diese Ausbildung der Kurskorrektur des Flugkörpers
durch dessen seitliches Versetzen.
In der Ausführungsform der Fig. 2a und 2b sitzen die Stifte 4 im
Übergang zwischen Spitze 2 und Hauptkörper 1 und erstrecken sich zu
diesem achsparallel. Hierbei bildet die radial außenliegende Erzeu
gende eines jeden Stiftes eine geradlinige Fortsetzung einer Erzeu
genden der Oberfläche des Hauptkörpers 1, so daß die Stifte 4
ihrerseits als verlängerte Führung des Flugkörpers bei dessen Ab
schuß aus einem Rohr wirksam sind.
In der Ausführungsform der Fig. 2a und 2b bildet sich bei Abbrennen
des Brennstoffs 3 eine Querkraft, die weit vor dem Schwerpunkt des
Flugkörpers angreift und somit geeignet ist, diesen entweder zum
Zwecke einer Kurskorrektur winklig anzustellen oder dessen winkli
ger Anstellung etwa infolge einer Pendelschwingung entgegenzuwir
ken.
Da auch ein pfeilstabilisierter Flugkörper zum Kompensieren der
Auswirkungen baulicher Abweichungen eine gewisse Eigenrotation
während des Fluges aufweist, muß bei der Ausführungsform der Fig.
1a und 1b der Brennstoff impulsartig der Brennstoffdüse zugeführt
werden, und zwar in zeitlicher Abstimmung zur jeweiligen Drehwin
kellage und der Richtung der Kurskorrektur.
Das gleiche gilt beim Ausführungsbeispiel der Fig. 2a und 2b, so
weit die Kurskorrektur des gezeigten Flugkörpers erreicht werden
soll.
Wenn beim letztgenannten Ausführungsbeispiel jedoch die Schwin
gungsdämpfung angestrebt ist, dann kann der Brennstoff 3 der Brenn
stoffdüse während eines solchen Vorganges auch kontinuierlich zuge
führt werden.
Im übrigen weisen die gezeigten Flugkörper die folgenden, weiteren
und jeweils bevorzugten Merkmale auf:
Durchmesser des Hauptkörpers 1 (Kaliber): 90 mm,
Gesamtlänge des Flugkörpers: 1 m,
Länge der Stifte 4: 70 mm,
Dicke der Stifte 4: 5 mm,
Geometrische Form der Stifte 4: zylindrisch,
Brennstoff: Normalkraftstoff mit 10% Zusatz Nitromethan,
Fluggeschwindigkeit: 2000 m/s.
Durchmesser des Hauptkörpers 1 (Kaliber): 90 mm,
Gesamtlänge des Flugkörpers: 1 m,
Länge der Stifte 4: 70 mm,
Dicke der Stifte 4: 5 mm,
Geometrische Form der Stifte 4: zylindrisch,
Brennstoff: Normalkraftstoff mit 10% Zusatz Nitromethan,
Fluggeschwindigkeit: 2000 m/s.
Teile der Flugkörperoberfläche vor den Stiften sind aus wenig wär
meleitendem Material (z. B. Kohlefaserverbundstoffen) gebildet, das
sich in kurzer Zeit stark aufheizt und dadurch die Selbstzündung
fördert.
Claims (11)
1. Flugkörper, mit
- - bevorzugt einer etwa kegeligen Spitze und einem daran anschlie ßenden, im wesentlichen zylindrischen Hauptkörper,
- - einer beim Flug mit hoher Machzahl luftumströmten Oberfläche,
- - mindestens einer bevorzugt im Bereich der Spitze in die Oberflä che einmündenden, mit einem Brennstoff-Vorratsbehälter bevorzugt über ein steuerbares Ventil verbindbaren Brennstoffdüse, und
- - einer, in Flugrichtung gesehen, hinter der Brennstoffdüse und bevorzugt am zylindrischen Hauptkörper ausgebildeten Aufweitung des quer zur Flugrichtung vorliegenden Querschnitts,
dadurch gekennzeichnet,
- - daß die Aufweitung von einem gatterartigen, den Flugkörper (1, 2) umgebenden Kranz von Stiften (4) gebildet ist, die von der durchgehenden Oberfläche abragen, und
- - daß der gegenseitige Abstand jeweils zweier benachbarter Stifte (4) so bemessen ist, daß sich einerseits die um die Stifte (4) herumlaufenden Strömungen aus der die Oberfläche umströmenden Luft einander wenig behindern, so lange kein Brennstoff (3) aus der Brennstoffdüse austritt, daß aber andererseits bei Brenn stoffaustritt aus der Brennstoffdüse das im Staubereich an den Stiften (4) zündende und demzufolge abbrennende Brennstoff-Luft- Gemisch diese Strömungen mindestens teilweise sperrt.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die
Stifte (4) kreiszylindrisch ausgebildet sind.
3. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Stifte (4) mit ihren freien Enden (5) zur Spitze
(2) hin geneigt sind und mit der Oberfläche einen spitzen Winkel
einschließen, der bevorzugt zwischen 10° und 30° und weiter bevor
zugt in der Größenordnung von 15° liegt.
4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Stifte (4) versenkbar in die Oberfläche eingelas
sen sind.
5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die
Stifte (4) schwenkbar gelagert sind und durch eine Feder von der
Oberfläche abspreizbar sind.
6. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Stifte (4) nahe dem Schwerpunkt des Flugkörpers
(1, 2) angeordnet sind (Fig. 1a, 1b) .
7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Stifte (4) im Bereich des vorderen Endes des
Hauptkörpers (1) angeordnet sind und bevorzugt über die kegelige
Oberfläche der Spitze (2) überstehen.
8. Flugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der von
den Stiften (4) gebildete Kranz eine der Spitze (2) zugewandte, im
wesentlichen bündige Verlängerung der Oberfläche des zylindrischen
Hauptkörpers (2) bildet (Fig. 2a, 2b).
9. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Oberfläche im Bereich der Brennstoffdüse und
bevorzugt an deren vom vorderen Ende der Spitze (2) abgewandter
Seite überstehende Längsstege oder eingetiefte Längsnuten aufweist.
10. Flugkörper mit glatter Spitze nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
dadurch gekennzeichnet, daß bei vor dem Schwerpunkt des Flugkörpers
(1, 2) angeordnetem Kranz von Stiften (4) eine Einrichtung zum
selbsttätigen Herstellen der Brennstoffzufuhr zur Brennstoffdüse
beim Auftreten von Nick- und/oder Taumelbewegungen des Flugkörpes
(1, 2) vorgesehen ist.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893937743 DE3937743A1 (de) | 1989-11-13 | 1989-11-13 | Flugkoerper |
FR9013920A FR2654504B1 (fr) | 1989-11-13 | 1990-11-09 | Engin a grande vitesse comportant un dispositif pour modifier sa direction en vol. |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893937743 DE3937743A1 (de) | 1989-11-13 | 1989-11-13 | Flugkoerper |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3937743A1 true DE3937743A1 (de) | 1991-05-16 |
Family
ID=6393439
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19893937743 Ceased DE3937743A1 (de) | 1989-11-13 | 1989-11-13 | Flugkoerper |
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FR2654504B1 (fr) | 1992-10-23 |
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