EP0238724A1 - Missile - Google Patents

Missile Download PDF

Info

Publication number
EP0238724A1
EP0238724A1 EP86117113A EP86117113A EP0238724A1 EP 0238724 A1 EP0238724 A1 EP 0238724A1 EP 86117113 A EP86117113 A EP 86117113A EP 86117113 A EP86117113 A EP 86117113A EP 0238724 A1 EP0238724 A1 EP 0238724A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
fuselage
guide fins
fuel
fins
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.)
Granted
Application number
EP86117113A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP0238724B1 (en
Inventor
Berthold Schäfer
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Original Assignee
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Deutsche Forschungs und Versuchsanstalt fuer Luft und Raumfahrt eV DFVLR
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV, Deutsche Forschungs und Versuchsanstalt fuer Luft und Raumfahrt eV DFVLR filed Critical Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Publication of EP0238724A1 publication Critical patent/EP0238724A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP0238724B1 publication Critical patent/EP0238724B1/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/668—Injection of a fluid, e.g. a propellant, into the gas shear in a nozzle or in the boundary layer at the outer surface of a missile, e.g. to create a shock wave in a supersonic flow

Definitions

  • the invention relates to a missile, in particular a supersonic missile, with a fuselage and a plurality of guide fins at its rear end in the direction of flight.
  • Missiles usually have fins on the fuselage.
  • Such missiles such as missiles or cruise missiles, are generally controlled by oars, the position of which is changed relative to the missile for the purpose of control.
  • Another control option is a so-called thrust vector control, in which the propellant gas stream emerging from the missile is deflected.
  • Another control option is to allow control gases to emerge essentially transversely and in pulses from the fuselage's fuselage.
  • a missile controlled by such a pulse control has openings at the rear end of the fuselage in the direction of flight through which a control gas emerges, with the Missile a force is applied transversely to the direction of flight. Depending on the desired direction of flight, the gas only emerges from certain holes.
  • the suddenly escaping gas gives the missile an impulse that changes the direction of flight.
  • the gas must be forced through the holes into the air flowing past the fuselage at high pressure in order to achieve an effective control effect.
  • relatively large, high-pressure gas masses are required to control the missile, which leads to weight and space problems in the missile.
  • the invention has for its object to provide a missile in which only small amounts of control gas are required to control its flight direction.
  • At least one outflow opening is arranged on the fuselage between adjacent guide fins in an area in which the speed of the air flowing along the fuselage is reduced as a result of shock waves emanating from the leading edges of the guide fins, from which for changing the Direction of flight fuel emerges.
  • At least one outflow opening is arranged on the fuselage between adjacent guide fins.
  • a fuel emerges from the outflow opening and ignites outside the missile. Without additional measures, the flame that arises when the escaping fuel is ignited would be due to the air traveling along the fuselage at supersonic speed immediately unstable, ie it is blown out immediately or the fuel is burned in the area behind the missile.
  • the outflow opening is located in an area on the fuselage in which the speed of the air flowing along the fuselage is reduced.
  • Such an area arises from the fact that a shock wave emanating from the leading edge of a guide fin of the air passing the missile is reflected on an adjacent guide fin. When it hits the adjacent guide fin, the shock wave interferes with the corner flow between fin and fuselage, which is much slower than the undisturbed flow due to the wall friction. The interference of the shock wave and this corner flow creates a recirculation area near the guide fins.
  • the outflow opening is arranged in the form of a nozzle on the fuselage in an area in which the recirculation area is formed.
  • the flow velocity in the recirculation area is significantly lower than the speed of the air flowing along the fuselage outside of this area.
  • the flame that arises when the fuel emerging from the outflow opening is ignited can therefore be stabilized locally even at speeds of several Mach. This means that on the one hand the flame forms in the immediate vicinity of the fuselage and on the other hand that the flame is not destroyed by the air flowing past the fuselage or carried to the rear of the missile.
  • the compression shocks shock waves
  • the fuel ignited in the recirculation area causes an increase in volume in the immediate vicinity of the fuselage.
  • This increase in volume causes a local pressure increase on the fuselage, whereby a change in the flight direction of the missile is achieved.
  • the missile is thus controlled by an increase in pressure in an area on the fuselage's fuselage that is delimited by the guide fins. Since the combustion of the fuel in the air flowing past the fuselage (external combustion) results in a large increase in volume and a high increase in pressure, only small amounts of fuel are required on board the missile. As a result, the missiles can be made smaller and lighter.
  • the control of the missile can be carried out within a very short time, so that there are short reaction times.
  • the control can be used during the entire flight phase, i.e. both during the launch and the marching phase of the missile, but it is particularly effective in the supersonic range. Movable and therefore fault-prone parts such as rudders are not required.
  • leading edges of the guide fins are sharpened at an acute angle on both sides. Due to this special design of the leading edges of the guide fins, these do not represent any significant air resistance for the air flowing along the fuselage. Shock waves already form at a leading edge tapering at an angle of approximately 20 ° whose strength is sufficient to generate a sufficiently trained recirculation area.
  • an ignition device is located between two adjacent guide fins, with the aid of which the fuel sprayed out of the nozzle can be ignited.
  • the ignition device is used to ignite the fuel depending on the type of fuel and the speed of the missile. If, for example, fuel is used which ignites itself at correspondingly high flight speeds of the missile (e.g. at four times the speed of sound) due to the high storage temperatures, the ignition device is only required during the launch phase of the missile. During the flight phase of the missile, the ignition device for igniting the fuel is generally not required, which simplifies the control process of the missile.
  • Another advantageous embodiment of the invention is characterized in that several outflow openings are arranged in a row between adjacent guide fins, the outer outflow openings of the row being arranged in the immediate vicinity of a guide fin.
  • the recirculation areas develop particularly in the immediate vicinity of a guide fin, since the corner flow is slowed down the most due to the friction of the air flowing along the fuselage and on the guide fin.
  • the fuel injected via the outer outflow openings of the row into these particularly well-defined recirculation areas forms a local one when it is burned stable flame. From there, the flame spreads rapidly across the entire row of outflow openings. This creates a wide flame area between the guide fins, which enables particularly effective control to be achieved.
  • the hydrogen emerging from the outflow openings self-ignites at supersonic speeds of the missile in the range of approximately 4 Mach. Due to the high damming temperatures of the air passing along the supersonic fuselage, temperatures of approx. 800 ° C are reached which lead to self-ignition of the hydrogen. In these speed ranges of the missile, the ignition device for igniting the hydrogen is not required, which simplifies the operations required to control the missile.
  • the missile according to the invention is provided with several rigid guide fins in its tail area. Nozzles are attached between adjacent guide fins, through which fuel flows into the supersonic flow along the fuselage's fuselage air can be injected.
  • the supersonic flow generates shock waves (compression shocks) emanating from the leading edges of the guide fins, which are reflected on the adjacent guide fin. This reflection causes interference between the shock wave and the air traveling along the fuselage of the missile, which air has a reduced speed due to its friction on the fuselage.
  • the shock interference is particularly strong in the corners formed by the fuselage and the fins. Due to the impact interference, recirculation areas form in the supersonic flow, in which a locally stabilized flame is formed when a fuel injected into these areas is burned.
  • the fuel When sprayed, the fuel only needs to have a slightly higher pressure than the air flowing along the fuselage.
  • the external combustion of the fuel in the air flow surrounding the missile leads to an increase in volume of the fuel / air mixture in the immediate vicinity of the fuselage, which results in an increase in pressure in this area.
  • This increase in pressure in the area delimited by the guide fins affects the fuselage of the missile and is thus used to control the missile.
  • the control is carried out by external combustion of a fuel.
  • This type of control of a missile is very responsive and can be used during the entire flight phase, i.e. during the launch and marching phase of the missile. Only relatively small amounts of fuel are required, as a result of which the missile can be made small in its dimensions and has a low weight.
  • the mechanism for controlling the missile has no moving parts, which makes it very reliable.
  • the missile 10 has four fins 14, 16, 18 and 20 on its fuselage 12, which are arranged at the rear end of the fuselage 12 in the direction of flight A.
  • the leading edge of a guide fin (in the figures with the reference symbol of the relevant guide fin supplemented by an F) is sharpened on both sides and tapers towards the front.
  • the radially outward-pointing side edges of the guide fins (denoted in the figures with the reference symbol of the relevant guide fin supplemented by an S) also taper to the outside.
  • nozzles 22 Between the adjacent guide fins 14 and 16 there are a plurality of nozzles 22 on the fuselage 12, five nozzles 22 each being arranged in a row running transversely to the flight direction A of the missile 10 and three such rows 24, 26 and 28 one behind the other. Nozzles 22 arranged in this way are located between all the adjacent fins of the missile 10. All of the nozzles 22 arranged in a row are located on a common circumferential circle on the fuselage 12. The nozzles 22 arranged on a circumferential circle on the fuselage 12 are guided by the fins 16, 14, .20 and 18 in four groups, each with divided into five nozzles. Such a group of nozzles 22 is the I., II., III. and IV. Quadrants (Fig. 2) assigned. The arrangement of the nozzles 22 in the rows 26 and 28 is corresponding.
  • Fuel is injected via the nozzles 22 into the air flowing along the fuselage 12. All of the nozzles 22 arranged on the fuselage 12 are connected to a tank for fuel (likewise not shown) via lines (not shown). Depending on the manner in which the flight direction of the missile 10 is to be controlled, either all the nozzles 22 of one quadrant or else the nozzles of several quadrants can be supplied with fuel. In each line connected to the tank, through which all nozzles of a quadrant are supplied with fuel, there is a valve for closing or opening this line. The supply of the nozzles 22 with fuel is therefore selected according to quadrants. Between the middle row 26 and the last row 28 (viewed in the direction of flight A) there is an ignition device 30 - for example in the form of a spark plug - for igniting the fuel emerging from the nozzles 22 of the quadrant in question.
  • an ignition device 30 for example in the form of a spark plug - for igniting the fuel emerging from the nozzles 22 of the quadrant in question.
  • the air flowing along the fuselage 12 is braked due to the friction on the fuselage 12, as a result of which recirculation areas are formed in the event of interference with the shock waves.
  • the most slowed down flow of the air flowing along the fuselage occurs in the corner (corner flow) between the guide fins 14 and 16 and the fuselage 12 of the missile 10. Therefore, the most strongly developed recirculation areas also result in the vicinity a guide fin.
  • one or more quadrants are used to fire the nozzles 22 as required fabric is injected into the air flowing along the fuselage 12.
  • the emerging fuel is ignited with the aid of the ignition device 30, a locally stable flame being formed.
  • the combustion of the fuel 'causes an increase in volume of the hull located between the guide fins 12 mixture 14 and 16 of burnt fuel and sweeping along the hull 12 air.
  • This increase in volume results in an increase in pressure in the area precisely delimited by the guide fins 14 and 16.
  • the increased pressure in this area acts on the fuselage 12, as a result of which a transverse force which is directed transversely to the flight direction A of the missile 10 is generated.
  • the strength of the transverse force can be regulated via the amount of fuel exiting through the nozzles 22 of a quadrant per unit of time.
  • the pressure of the gaseous or liquid fuel emerging from the nozzles 22 is only so great that it is sufficient to allow the fuel to exit the fuselage 12. This pressure alone does not give the missile any significant control impulse.
  • hydrogen will self-ignite from a certain velocity of the missile 10 due to the high accumulation temperature of the air passing along the fuselage 12.
  • the ignition temperature for hydrogen is around 800 ° C. If the missile 10 has a speed greater than approx. 4 Mach under ground conditions, the temperature of the air on the missile 12 has risen to values greater than 800 ° C. due to the high accumulation temperatures, so that the hydrogen ignites reliably. At these speed ranges of the missile, they can decrease in it current processes during the control are simplified in such a way that the control of the corresponding ignition device need not take place with each control maneuver.

Abstract

Der Flugkörper (10) weist an seinem in Flugrichtung (A) hinteren Ende Leitflossen (14, 16, 18) auf, deren Vorderkanten (14F, 16F, 18F) zu beiden Seiten angeschärft sind. Zwischen den Leitflossen befinden sich auf dem Rumpf (12) angeordnete Ausströmöffnungen (22), über die Brennstoff in die sich um den Rumpf (12) ausbildende Überschallaußenströmung eingespritzt werden kann. Die Überschallströmung erzeugt an den Vorderkanten (14F, 16F, 18F) von diesen ausgehende Stoßwellenfronten, die an den benachbarten Leitflossen reflektiert werden. Dabei interferieren die Stoßwellen der Stoßwellenfronten mit der am Rumpf entlangstreichenden Überschallströmung, wodurch Rezirkulationsgebiete zwischen den Leitflossen erzeugt werden. Diese Rezirkulationsgebiete bilden sich im Bereich der Ekkenströmung und der Ausströmöffnungen (22) aus, so daß der aus diesen austretende Brennstoff unter Entstehung einer lokal stabilen Flamme verbrennt. Aufgrund der sich bei der Verbrennung ergebenden Volumenvergrößerung stellt sich zwischen den Leitflossen ein Überdruckgebiet ein. Der Druck erzeugt eine quer zur Flugrichtung (A) gerichtete Querkraft, die eine Steuerung des Flugkörpers (10) bewirkt.The missile (10) has guide fins (14, 16, 18) at its rear end in the direction of flight (A), the front edges (14F, 16F, 18F) of which are sharpened on both sides. Between the guide fins there are outflow openings (22) on the fuselage (12), through which fuel can be injected into the supersonic external flow forming around the fuselage (12). At the leading edges (14F, 16F, 18F), the supersonic flow generates shock wave fronts which emanate from these and are reflected on the adjacent guide fins. The shock waves from the shock wave fronts interfere with the supersonic flow along the fuselage, creating recirculation areas between the guide fins. These recirculation areas form in the area of the corner flow and the outflow openings (22), so that the fuel escaping from them burns to form a locally stable flame. Due to the increase in volume during combustion, an overpressure area arises between the guide fins. The pressure generates a transverse force directed transversely to the flight direction (A), which controls the missile (10).

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper, insbesondere Uberschallflugkörper, mit einem Rumpf und mehreren Leitflossen an seinem in Flugrichtung hinteren Ende.The invention relates to a missile, in particular a supersonic missile, with a fuselage and a plurality of guide fins at its rear end in the direction of flight.

Flugkörper weisen normalerweise am Rumpf Leitflossen auf. Die Steuerung derartiger Flugkörper, wie z.B. Raketen oder Marschflugkörper, erfolgt im allgemeinen durch Ruder, deren Position relativ zum Flugkörper zwecks Steuerung verändert wird. Eine andere Steuerungsmöglichkeit besteht in einer sogenannten Schubvektor-Steuerung, bei der der aus dem Flugkörper austretende Antriebsgasstrom abgelenkt wird. Eine weitere Möglichkeit der Steuerung besteht darin, Steuerungsgase im wesentlichen quer und impulsartig aus dem Rumpf des Flugkörpers austreten zu lassen. Ein durch eine solche Impulssteuerung gesteuerter Flugkörper weist an dem in Flugrichtung hinteren Ende des Rumpfes öffnungen auf, über die ein Steuerungsgas austritt, wobei auf den Flugkörper eine quer zur Flugrichtung gerichtete Kraft ausgeübt wird. Das Gas tritt je nach gewünschter Flugrichtung nur aus bestimmten Löchern aus. Das plötzlich austretende Gas verleiht dem Flugkörper einen Impuls, der eine Veränderung der Flugrichtung bewirkt. Das Gas muß mit hohem Druck durch die Löcher in die am Rumpf des Flugkörpers vorbeistreichende Luft gedrückt werden, um einen wirkungsvollen Steuerungseffekt zu erzielen. An Bord des Flugkörpers sind relativ große, unter hohem Druck stehende Gasmassen zur Steuerung des Flugkörpers notwendig, was zu Gewichts- und Platzproblemen im Flugkörper führt.Missiles usually have fins on the fuselage. Such missiles, such as missiles or cruise missiles, are generally controlled by oars, the position of which is changed relative to the missile for the purpose of control. Another control option is a so-called thrust vector control, in which the propellant gas stream emerging from the missile is deflected. Another control option is to allow control gases to emerge essentially transversely and in pulses from the fuselage's fuselage. A missile controlled by such a pulse control has openings at the rear end of the fuselage in the direction of flight through which a control gas emerges, with the Missile a force is applied transversely to the direction of flight. Depending on the desired direction of flight, the gas only emerges from certain holes. The suddenly escaping gas gives the missile an impulse that changes the direction of flight. The gas must be forced through the holes into the air flowing past the fuselage at high pressure in order to achieve an effective control effect. On board the missile, relatively large, high-pressure gas masses are required to control the missile, which leads to weight and space problems in the missile.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper zu schaffen, bei dem zur Steuerung seiner Flugrichtung nur geringe Mengen an Steuerungsgas notwendig sind.The invention has for its object to provide a missile in which only small amounts of control gas are required to control its flight direction.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß an dem Rumpf zwischen benachbarten Leitflossen in einem Gebiet, in dem die Geschwindigkeit der am Rumpf entlangstreichenden Luft infolge von von den Vorderkanten der Leitflossen ausgehenden Stoßwellen verringert ist, mindestens eine Ausströmöffnung angeordnet ist, aus der zum Ändern der Flugrichtung Brennstoff austritt.This object is achieved in that at least one outflow opening is arranged on the fuselage between adjacent guide fins in an area in which the speed of the air flowing along the fuselage is reduced as a result of shock waves emanating from the leading edges of the guide fins, from which for changing the Direction of flight fuel emerges.

Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper ist am Rumpf zwischen benachbarten Leitflossen mindestens eine Ausströmöffnung angeordnet. Zur Steuerung der Flugrichtung tritt aus der Ausströmöffnung ein Brennstoff aus, der sich außerhalb des Flugkörpers entzündet. Ohne zusätzliche Maßnahmen würde die bei Zündung des austretenden Brennstoffs entstehende Flamme aufgrund der mit überschallgeschwindigkeit am Rumpf entlangstreichenden Luft sofort instabil, d.h., sie wird sofort ausgeblasen oder aber die Verbrennung des Brennstoffs erfolgt im Bereich hinter dem Flugkörper. Zur Stabilisierung der bei der Verbrennung des Brennstoffs entstehenden Flamme befindet sich die Ausströmöffnung in einem Bereich am Rumpf, in dem die Geschwindigkeit der am Rumpf entlangstreichenden Luft verringert ist. Ein derartiger Bereich, ein sogenanntes Rezirkulationsgebiet, entsteht dadurch, daß eine von der Vorderkante einer Leitflosse ausgehende Stoßwelle der am Flugkörper vorbeistreichenden Luft an einer benachbarten Leitflosse reflektiert wird. Beim Auftreffen auf die benachbarte Leitflosse interferiert die Stoßwelle mit der Eckenströmung zwischen Flosse und Rumpf, die aufgrund der Wandreibung wesentlich langsamer ist als die ungestörte Strömung. Die Interferenz der Stoßwelle und dieser Eckenströmung erzeugt ein Rezirkulationsgebiet in der Nähe der Leitflossen.In the missile according to the invention, at least one outflow opening is arranged on the fuselage between adjacent guide fins. To control the flight direction, a fuel emerges from the outflow opening and ignites outside the missile. Without additional measures, the flame that arises when the escaping fuel is ignited would be due to the air traveling along the fuselage at supersonic speed immediately unstable, ie it is blown out immediately or the fuel is burned in the area behind the missile. In order to stabilize the flame arising during the combustion of the fuel, the outflow opening is located in an area on the fuselage in which the speed of the air flowing along the fuselage is reduced. Such an area, a so-called recirculation area, arises from the fact that a shock wave emanating from the leading edge of a guide fin of the air passing the missile is reflected on an adjacent guide fin. When it hits the adjacent guide fin, the shock wave interferes with the corner flow between fin and fuselage, which is much slower than the undisturbed flow due to the wall friction. The interference of the shock wave and this corner flow creates a recirculation area near the guide fins.

Die Ausströmöffnung ist in Form einer Düse am Rumpf in einem Bereich angeordnet, in dem sich das Rezirkulationsgebiet ausbildet. Die Strömungsgeschwindigkeit im Rezirkulationsgebiet ist wesentlich geringer als die Geschwindigkeit der am Rumpf entlangstreichenden Luft außerhalb dieses Gebietes. Die Flamme, die bei Zündung des aus der Ausströmöffnung austretenden Brennstoffes entsteht, kann daher selbst bei Geschwindigkeiten von mehreren Mach lokal stabilisiert werden. Das bedeutet, daß sich einerseits die Flamme in unmittelbarer Nähe des Rumpfes bildet und daß andererseits die Flamme nicht von der am Rumpf vorbeiströmenden Luft zerstört bzw. bis hinter den Flugkörper getragen wird. Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper werden die Verdichtungsstöße (Stoßwellen) zur Flammenstabilisation verwendet. Der im Rezirkulationsgebiet gezündetete Brennstoff bewirkt eine Volumenvergrößerung in unmittelbarer Nähe des Rumpfes. Diese Volumenvergrößerung bewirkt einen lokalen Druckanstieg am Rumpf, wodurch eine Veränderung der Flugrichtung des Flugkörpers erzielt wird. Die Steuerung des Flugkörpers erfolgt also durch Druckanstieg in einem durch die Leitflossen örtlich genau begrenzten Gebiet am Rumpf des Flugkörpers. Da sich bei der Verbrennung des Brennstoffs in der am Rumpf vorbeiströmenden Luft (Außenverbrennung) eine starke Volumenvergrößerung und ein hoher Druckanstieg ergibt, sind nur geringe Brennstoffmengen an Bord des Flugkörpers erforderlich. Dadurch können die Flugkörper kleiner und leichter ausgebildet sein. Die Steuerung des Flugkörpers kann innerhalb kürzester Zeit vorgenommen werden, so daß sich kurze Reaktionszeiten ergeben. Die Steuerung kann während der gesamten Flugphase, also sowohl während der Start- als auch der Marschphase des Flugkörpers, eingesetzt werden, besonders wirkungsvoll ist sie aber vor allem im Überschallbereich. Bewegliche und daher störungsanfällige Teile, wie z.B. Ruder, sind nicht erforderlich.The outflow opening is arranged in the form of a nozzle on the fuselage in an area in which the recirculation area is formed. The flow velocity in the recirculation area is significantly lower than the speed of the air flowing along the fuselage outside of this area. The flame that arises when the fuel emerging from the outflow opening is ignited can therefore be stabilized locally even at speeds of several Mach. This means that on the one hand the flame forms in the immediate vicinity of the fuselage and on the other hand that the flame is not destroyed by the air flowing past the fuselage or carried to the rear of the missile. In the missile according to the invention, the compression shocks (shock waves) are used for flame stabilization. The fuel ignited in the recirculation area causes an increase in volume in the immediate vicinity of the fuselage. This increase in volume causes a local pressure increase on the fuselage, whereby a change in the flight direction of the missile is achieved. The missile is thus controlled by an increase in pressure in an area on the fuselage's fuselage that is delimited by the guide fins. Since the combustion of the fuel in the air flowing past the fuselage (external combustion) results in a large increase in volume and a high increase in pressure, only small amounts of fuel are required on board the missile. As a result, the missiles can be made smaller and lighter. The control of the missile can be carried out within a very short time, so that there are short reaction times. The control can be used during the entire flight phase, i.e. both during the launch and the marching phase of the missile, but it is particularly effective in the supersonic range. Movable and therefore fault-prone parts such as rudders are not required.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, daß die Vorderkanten der Leitflossen zu beiden Seiten spitzwinklig angeschärft sind. Durch diese besondere Ausbildung der Vorderkanten der Leitflossen stellen diese keinen wesentlichen Luftwiderstand für die am Rumpf entlangstreichende Luft dar. Bereits bei einer mit einem Winkel von ca. 20° zulaufenden Vorderkante bilden sich an dieser Stoßwellen aus, deren Stärke zur Erzeugung eines hinreichend ausgebildeten Rezirkulationsgebietes ausreichen.According to an advantageous embodiment of the invention, it is provided that the leading edges of the guide fins are sharpened at an acute angle on both sides. Due to this special design of the leading edges of the guide fins, these do not represent any significant air resistance for the air flowing along the fuselage. Shock waves already form at a leading edge tapering at an angle of approximately 20 ° whose strength is sufficient to generate a sufficiently trained recirculation area.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung befindet sich zwischen zwei benachbarten Leitflossen eine Zündvorrichtung, mit deren Hilfe der aus der Düse ausgespritzte Brennstoff entzündet werden kann. Die Zündvorrichtung wird je nach Art des Brennstoffs sowie der Geschwindigkeit des Flugkörpers zum Zünden des Brennstoffs verwendet. Wenn beispielsweise Brennstoff verwendet wird, der sich bei entsprechend hohen Fluggeschwindigkeiten des Flugkörpers (z.B. bei vierfacher Schallgeschwindigkeit) infolge der hohen Stautemperaturen selbst entzündet, wird die Zündvorrichtung nur während der Startphase des Flugkörpers benötigt. Während der Marschphase des Flugkörpers ist die Zündvorrichtung zum Entzünden des Brennstoffs in der Regel nicht erforderlich, wodurch der Steuerungsprozeß des Flugkörpers vereinfacht wird.According to a further embodiment of the invention, an ignition device is located between two adjacent guide fins, with the aid of which the fuel sprayed out of the nozzle can be ignited. The ignition device is used to ignite the fuel depending on the type of fuel and the speed of the missile. If, for example, fuel is used which ignites itself at correspondingly high flight speeds of the missile (e.g. at four times the speed of sound) due to the high storage temperatures, the ignition device is only required during the launch phase of the missile. During the flight phase of the missile, the ignition device for igniting the fuel is generally not required, which simplifies the control process of the missile.

Eine andere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß zwischen benachbarten Leitflosse jeweils mehrere Ausströmöffnungen in einer Reihe angeordnet sind, wobei die äußeren Ausströmöffnungen der Reihe jeweils in unmittelbarer Nähe einer Leitflosse angeordnet sind. Die Rezirkulationsgebiete bilden sich insbesondere in unmittelbarer Nähe einer Leitflosse aus, da die Eckenströmung aufgrund der Reibung der entlangstreichenden Luft am Rumpf und an der Leitflosse am stärksten abgebremst ist. Der über die äußeren Ausströmöffnungen der Reihe in diese besonders gut ausgeprägten Rezirkulationsgebiete eingespritzte Brennstoff bildet bei seiner Verbrennung eine lokal stabile Flamme. Von dort aus breitet sich die Flamme rasch über die gesamte Reihe der Ausströmöffnungen hinweg aus. So entsteht ein breiter Flammenbereich zwischen den Leitflossen, wodurch eine besonders wirkungsvolle Steuerung erzielt werden kann.Another advantageous embodiment of the invention is characterized in that several outflow openings are arranged in a row between adjacent guide fins, the outer outflow openings of the row being arranged in the immediate vicinity of a guide fin. The recirculation areas develop particularly in the immediate vicinity of a guide fin, since the corner flow is slowed down the most due to the friction of the air flowing along the fuselage and on the guide fin. The fuel injected via the outer outflow openings of the row into these particularly well-defined recirculation areas forms a local one when it is burned stable flame. From there, the flame spreads rapidly across the entire row of outflow openings. This creates a wide flame area between the guide fins, which enables particularly effective control to be achieved.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, daß mehrere hintereinanderliegende Reihen von Ausströmöffnungen vorgesehen sind. Dadurch entsteht ein besonders großflächiger Bereich zwischen zwei benachbarten Leitflossen, in dem der austretende Brennstoff verbrennt. Auch dies ermöglicht eine besonders wirkungsvolle Steuerung des Flugkörpers.According to a preferred embodiment of the invention it is provided that several rows of outflow openings are provided one behind the other. This creates a particularly large area between two adjacent guide fins in which the escaping fuel burns. This also enables a particularly effective control of the missile.

Wird, wie es bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung vorgesehen ist, als Brennstoff Wasserstoff verwendet, so erfolgt bei Überschallgeschwindigkeiten des Flugkörpers im Bereich von ca. 4 Mach eine Selbstentzündung des aus den Ausströmöffnungen austretenden Wasserstoffs. Aufgrund der hohen Stautemperaturen der mit Überschall am Rumpf des Flugkörpers entlangstreichenden Luft werden hierbei Temperaturen von ca. 800°C erreicht, die zur Selbstentzündung des Wasserstoffs führen. In diesen Geschwindigkeitsbereichen des Flugkörpers wird die Zündvorrichtung zum Entzünden des Wasserstoffs nicht benötigt, wodurch die zur Steuerung des Flugkörpers notwendigen Operationen vereinfacht werden.If, as is provided in a further embodiment of the invention, hydrogen is used as the fuel, the hydrogen emerging from the outflow openings self-ignites at supersonic speeds of the missile in the range of approximately 4 Mach. Due to the high damming temperatures of the air passing along the supersonic fuselage, temperatures of approx. 800 ° C are reached which lead to self-ignition of the hydrogen. In these speed ranges of the missile, the ignition device for igniting the hydrogen is not required, which simplifies the operations required to control the missile.

Der erfindungsgemäße Flugkörper wird in seinem Heckbereich mit mehreren starren Leitflossen versehen. Zwischen benachbarten Leitflossen werden Düsen angebracht, durch die Brennstoff in die Uberschallströmung der am Rumpf des Flugkörpers entlangstreichenden Luft eingespritzt werden kann. Die Uberschallströmung erzeugt von den Vorderkanten der Leitflossen ausgehende Stoßwellen (Verdichtungsstöße), die an der jeweils benachbarten Leitflosse reflektiert werden. Bei dieser Reflektion erfolgt eine Interferenz zwischen der Stoßwelle und der am Rumpf des Flugkörpers entlangstreichenden Luft, die aufgrund ihrer Reibung am Rumpf eine verringerte Geschwindigkeit aufweist. Die Stoßinterferenz ist besonders stark in den von dem Rumpf und den Leitflossen gebildeten Ecken. Aufgrund der Stoßinterferenz bilden sich in der Uberschallströmung Rezirkulationsgebiete, in denen bei Verbrennung eines in diese Gebiete eingespritzten Brennstoffs eine lokal stabilisierte Flamme entsteht. Der Brennstoff braucht beim Ausspritzen nur einen geringfügig größeren Druck als die am Rumpf entlangströmende Luft aufzuweisen. Die Außenverbrennung des Brennstoffs in der den Flugkörper umgebenden Luftströmung führt zu einer Volumenvergrößerung des Brennstoff/Luftgemisches in unmittelbarer Nähe des Rumpfes, was in diesem Bereich einen Druckanstieg zur Folge hat. Dieser Druckanstieg in dem durch die Leitflossen örtlich genau begrenzten Gebiet wirkt sich auf den Rumpf des Flugkörpers aus und wird so zur Steuerung des Flugkörpers verwendet. Die Steuerung erfolgt also durch Außenverbrennung eines Brennstoffs. Diese Art der Steuerung eines Flugkörpers erfolgt sehr reaktionsschnell und kann während der gesamten Flugphase, also während der Start- und Marschphase des Flugkörpers eingesetzt werden. Es sind nur relativ geringe Brennstoffmengen erforderlich, wodurch der Flugkörper in seinen Abmessungen klein gestaltet werden kann und ein geringes Gewicht aufweist. Der Mechnismus zur Steuerung des Flugkörpers weist keine beweglichen Teile auf, wodurch er sehr zuverlässig arbeitet. Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf die Figuren ein Ausführungsbeispiel der Erfindung näher erläutert.The missile according to the invention is provided with several rigid guide fins in its tail area. Nozzles are attached between adjacent guide fins, through which fuel flows into the supersonic flow along the fuselage's fuselage air can be injected. The supersonic flow generates shock waves (compression shocks) emanating from the leading edges of the guide fins, which are reflected on the adjacent guide fin. This reflection causes interference between the shock wave and the air traveling along the fuselage of the missile, which air has a reduced speed due to its friction on the fuselage. The shock interference is particularly strong in the corners formed by the fuselage and the fins. Due to the impact interference, recirculation areas form in the supersonic flow, in which a locally stabilized flame is formed when a fuel injected into these areas is burned. When sprayed, the fuel only needs to have a slightly higher pressure than the air flowing along the fuselage. The external combustion of the fuel in the air flow surrounding the missile leads to an increase in volume of the fuel / air mixture in the immediate vicinity of the fuselage, which results in an increase in pressure in this area. This increase in pressure in the area delimited by the guide fins affects the fuselage of the missile and is thus used to control the missile. The control is carried out by external combustion of a fuel. This type of control of a missile is very responsive and can be used during the entire flight phase, i.e. during the launch and marching phase of the missile. Only relatively small amounts of fuel are required, as a result of which the missile can be made small in its dimensions and has a low weight. The mechanism for controlling the missile has no moving parts, which makes it very reliable. An exemplary embodiment of the invention is explained in more detail below with reference to the figures.

Es zeigen:

  • Fig. 1 eine Seitenansicht des Flugkörpers und
  • Fig. 2 einen Querschnitt entlang der Linie II-II in Fig. 1.
Show it:
  • Fig. 1 is a side view of the missile and
  • FIG. 2 shows a cross section along the line II-II in FIG. 1.

Der Flugkörper 10 weist an seinem Rumpf 12 vier Leitflossen 14,16,18 und 20 auf, die an dem in Flugrichtung A hinteren Ende des Rumpfes 12 angeordnet sind. Die Vorderkante einer Leitflosse (in den Figuren mit dem durch ein F ergänztes Bezugszeichen der betreffenden Leitflosse bezeichnet) sind zu beiden Seiten angeschärft und laufen nach vorne hin spitz zu. Auch die radial nach außen weisenden Seitenkanten der Leitflossen (in den Figuren mit dem durch ein S ergänztes Bezugszeichen der betreffenden Leitflosse bezeichnet) laufen nach außen hin spitz zu.The missile 10 has four fins 14, 16, 18 and 20 on its fuselage 12, which are arranged at the rear end of the fuselage 12 in the direction of flight A. The leading edge of a guide fin (in the figures with the reference symbol of the relevant guide fin supplemented by an F) is sharpened on both sides and tapers towards the front. The radially outward-pointing side edges of the guide fins (denoted in the figures with the reference symbol of the relevant guide fin supplemented by an S) also taper to the outside.

Zwischen den benachbarten Leitflossen 14 und 16 befinden sich am Rumpf 12 mehrere Düsen 22, wobei jeweils fünf Düsen 22 in einer quer zur Flugrichtung A des Flugkörpers 10 verlaufenden Reihe und drei solcher Reihen 24,26 und 28 hintereinanderliegend angeordnet sind. Derart angeordnete Düsen 22 befinden sich zwischen sämtlichen zueinander benachbarten Leitflossen des Flugkörpers 10. Alle in einer Reihe angeordneten Düsen 22 befinden sich auf einem gemeinsamen Umfangskreis am Rumpf 12. Die auf einem Umfangskreis am Rumpf 12 angeordneten Düsen 22 werden durch die Leitflossen 16, 14, .20 und 18 in vier Gruppen mit jeweils fünf Düsen unterteilt. Jeweils eine solche Gruppe von Düsen 22 ist dem I.,II., III. und IV. Quadranten (Fig. 2) zugeordnet. Die Einteilung der Düsen 22 in den Reihen 26 und 28 .ist entsprechend.Between the adjacent guide fins 14 and 16 there are a plurality of nozzles 22 on the fuselage 12, five nozzles 22 each being arranged in a row running transversely to the flight direction A of the missile 10 and three such rows 24, 26 and 28 one behind the other. Nozzles 22 arranged in this way are located between all the adjacent fins of the missile 10. All of the nozzles 22 arranged in a row are located on a common circumferential circle on the fuselage 12. The nozzles 22 arranged on a circumferential circle on the fuselage 12 are guided by the fins 16, 14, .20 and 18 in four groups, each with divided into five nozzles. Such a group of nozzles 22 is the I., II., III. and IV. Quadrants (Fig. 2) assigned. The arrangement of the nozzles 22 in the rows 26 and 28 is corresponding.

über die Düsen 22 wird Brennstoff in die am Rumpf 12 entlangstreichende Luft eingespritzt. Sämtliche am Rumpf 12 angeordnete Düsen 22 sind über (nicht dargestellte) Leitungen mit einem Tank für Brennstoff (ebenfalls nicht dargestellt) verbunden. Je nachdem, in welcher Art und Weise die Flugrichtung des Flugkörpers 10 zu steuern ist, können entweder alle Düsen 22 eines Quadranten oder aber auch die Düsen mehrerer Quadranten mit Brennstoff versorgt werden. In jeder mit dem Tank verbundenen Leitung, über die sämtliche Düsen eines Quadranten mit Brennstoff versorgt werden, befindet sich ein Ventil zum Verschließen bzw. öffnen dieser Leitung. Die Versorgung der Düsen 22 mit Brennstoff erfolgt also nach Quadranten selektiert. Zwischen der mittleren Reihe 26 und der letzten Reihe 28 (in Flugrichtung A betrachtet) befindet sich eine Zündvorrichtung 30 - beispielsweise in Form einer Zündkerze - zum Zünden des aus den Düsen 22 des betreffenden Quadranten austretenden Brennstoffs.Fuel is injected via the nozzles 22 into the air flowing along the fuselage 12. All of the nozzles 22 arranged on the fuselage 12 are connected to a tank for fuel (likewise not shown) via lines (not shown). Depending on the manner in which the flight direction of the missile 10 is to be controlled, either all the nozzles 22 of one quadrant or else the nozzles of several quadrants can be supplied with fuel. In each line connected to the tank, through which all nozzles of a quadrant are supplied with fuel, there is a valve for closing or opening this line. The supply of the nozzles 22 with fuel is therefore selected according to quadrants. Between the middle row 26 and the last row 28 (viewed in the direction of flight A) there is an ignition device 30 - for example in the form of a spark plug - for igniting the fuel emerging from the nozzles 22 of the quadrant in question.

Die Entstehung eines Rezirkulationsgebietes zwischen zwei benachbarten Leitflossen soll nachfolgend beispielhaft anhand des ersten Quadranten (anhand des Be-reiches zwischen den Leitflossen 14 und 16) verdeutlicht werden. Bei Überschallgeschwindigkeit gehen von der Vorderkante 14F der Leitflosse 14 und von der Vorderkante 16F der Leitflosse 16 jeweils zwei Stoßwellenfronten aus. Dabei verläuft eine der beiden von der Vorderkante 14F der Leitflosse 14 ausgehende Stoßwellenfront in Richtung auf die Leitflosse 16, während eine der beiden von der Vorderkante 16F der Leitflosse 16 ausgehende Stoßwellenfront in Richtung auf die Leitflosse 14 verläuft. Die Stoßwellen jeder Stoßwellenfront werden an den entsprechenden Leitflossen reflektiert. Dabei interferieren die Stoßwellen mit der am Rumpf 12 des Flugkörpers 10 entlangstreichenden Luft. Die am Rumpf 12 entlangstreichende Luft ist aufgrund der Reibung am Rumpf 12 abgebremst, wodurch sich bei Interferenz mit den Stoßwellen Rezirkulationsgebiete bilden. Die aufgrund der Reibung am stärksten verlangsamte Strömung der am Rumpf entlangstreichenden Luft ergibt sich jeweils in der Ecke (Eckenströmung) zwischen den Leitflossen 14 bzw. 16 und dem Rumpf 12 des Flugkörpers 10. Daher ergeben sich auch die am stärksten ausgebildeten Rezirkulationsgebiete jeweils in der Nähe einer Leitflosse.The emergence of a Rezirkulationsgebietes between two adjacent tail fins will be illustrated by way of example (e-rich with the B between the guide fins 14 and 16) based on the first quadrant. At supersonic speeds, two shock wave fronts originate from the leading edge 14F of the guide fin 14 and from the leading edge 16F of the guide fin 16. One of the two extends from the leading edge 14F of the guide fin 14 outgoing shock wave front in the direction of the guide fin 16, while one of the two shock wave front starting from the front edge 16F of the guide fin 16 runs in the direction of the guide fin 14. The shock waves of each shock wave front are reflected on the corresponding guide fins. The shock waves interfere with the air passing along the fuselage 12 of the missile 10. The air flowing along the fuselage 12 is braked due to the friction on the fuselage 12, as a result of which recirculation areas are formed in the event of interference with the shock waves. The most slowed down flow of the air flowing along the fuselage occurs in the corner (corner flow) between the guide fins 14 and 16 and the fuselage 12 of the missile 10. Therefore, the most strongly developed recirculation areas also result in the vicinity a guide fin.

Für den in Fig. 1 dargestellten Flugkörper 10 sei angenommen, daß die Reflektionen der Stoßwellen einer Stoßwellenfront an den Leitflossen in einem Bereich erfolgen, der sich zwischen der vordersten Reihe 24 und der hintersten Reihe 28 an den Leitflossen erstreckt. Die am stärksten ausgebildeten Rezirkulationsgebiete ergeben sich, wie bereits erwähnt, in unmittelbarer Nähe der Leitflossen. Kleinere Rezirkulationsgebiete entstehen in dem Bereich am Rumpf, in dem die mittleren Düsen der einzelnen Reihen angeordnet sind, da auch hier eine Interferenz zwischen den Stoßwellen der Stoßwellenfront und der am Rumpf 12 entlangstreichenden Luft erfolgt.For the missile 10 shown in FIG. 1, it is assumed that the reflections of the shock waves of a shock wave front occur on the guide fins in an area which extends between the foremost row 24 and the rearmost row 28 on the guide fins. As already mentioned, the most highly developed recirculation areas are in the immediate vicinity of the guide fins. Smaller recirculation areas arise in the area on the fuselage in which the middle nozzles of the individual rows are arranged, since here too there is interference between the shock waves of the shock wave front and the air passing along the fuselage 12.

Zur Steuerung des Flugkörpers 10 wird je nach Bedarf über die Düsen 22 eines oder mehrerer Quadranten Brennstoff in die am Rumpf 12 entlangstreichende Luft eingespritzt. Der austretende Brennstoff wird mit Hilfe der Zündvorrichtung 30 entzündet, wobei sich eine lokal stabile Flamme bildet. Die Verbrennung des Brennstoffs' verursacht eine Volumenvergrößerung des zwischen den Leitflossen 14 und 16 am Rumpf 12 befindlichen Gemisches aus verbranntem Brennstoff und am Rumpf 12 entlangstreichende Luft. Diese Volumenvergrößerung hat einen Druckanstieg in dem durch die Leitflossen 14 und 16 genau begrenzten Gebiet zur Folge. Der in diesem Gebiet erhöhte Druck wirkt auf den Rumpf 12, wodurch eine Querkraft, die quer zur Flugrichtung A des Flugkörpers 10 gerichtet ist, erzeugt wird. Die Stärke der Querkraft kann über die durch die Düsen 22 eines Quadranten austretende Brennstoffmenge pro Zeiteinheit reguliert werden.To control the missile 10, one or more quadrants are used to fire the nozzles 22 as required fabric is injected into the air flowing along the fuselage 12. The emerging fuel is ignited with the aid of the ignition device 30, a locally stable flame being formed. The combustion of the fuel 'causes an increase in volume of the hull located between the guide fins 12 mixture 14 and 16 of burnt fuel and sweeping along the hull 12 air. This increase in volume results in an increase in pressure in the area precisely delimited by the guide fins 14 and 16. The increased pressure in this area acts on the fuselage 12, as a result of which a transverse force which is directed transversely to the flight direction A of the missile 10 is generated. The strength of the transverse force can be regulated via the amount of fuel exiting through the nozzles 22 of a quadrant per unit of time.

Der Druck des aus den Düsen 22 austretenden gasförmigen oder flüssigen Brennstoffs ist nur so groß, daß er ausreicht, um den Brennstoff aus dem Rumpf 12 austreten zu lassen. Durch diesen Druck allein wird dem Flugkörper kein wesentlicher Steuerungsimpuls erteilt. Wird als Brennstoff Wasserstoff verwendet, so erfolgt ab einer bestimmten Geschwindigkeit des Flugkörpers 10 eine Selbstentzündung des Wasserstoffs aufgrund der hohen Stautemperatur der am Rumpf 12 entlangstreichenden Luft. Die Zündungstemperatur für Wasserstoff liegt bei ca. 800°C. Wenn der Flugkörper 10 eine Geschwindigkeit größer als ca. 4 Mach bei Bodenbedingungen aufweist, ist die Temperatur der Luft am Flugkörper 12 aufgrund der hohen Stautemperaturen auf Werte größer als 800°C angestiegen, so daß eine sichere Selbstentzündung des Wasserstoffs erfolgt. Bei diesen Geschwindigkeitsbereichen des Flugkörpers können die in diesem ablaufenden Prozesse während der Steuerung dahingehend vereinfacht werden, daß bei jedem Steuerungsmanöver eine Ansteuerung der entsprechenden Zündvorrichtung nicht zu erfolgen braucht.The pressure of the gaseous or liquid fuel emerging from the nozzles 22 is only so great that it is sufficient to allow the fuel to exit the fuselage 12. This pressure alone does not give the missile any significant control impulse. If hydrogen is used as fuel, the hydrogen will self-ignite from a certain velocity of the missile 10 due to the high accumulation temperature of the air passing along the fuselage 12. The ignition temperature for hydrogen is around 800 ° C. If the missile 10 has a speed greater than approx. 4 Mach under ground conditions, the temperature of the air on the missile 12 has risen to values greater than 800 ° C. due to the high accumulation temperatures, so that the hydrogen ignites reliably. At these speed ranges of the missile, they can decrease in it current processes during the control are simplified in such a way that the control of the corresponding ignition device need not take place with each control maneuver.

Claims (7)

1. Flugkörper, insbesondere Überschallflugkörper, mit einem Rumpf und mehreren Leitflossen an seinem in Flugrichtung hinteren Ende,
dadurch gekennzeichnet,
daß an dem Rumpf (12) zwischen benachbarten Leitflossen (14,16,18,20) in einem Gebiet, in dem die Geschwindigkeit der am Rumpf (12) entlangstreichenden Luft infolge von von den Vorderkanten (14F,16F,18F,20F) der Leitflossen ausgehenden Stoßwellen verringert ist, mindestens eine Ausströmöffnung (22) angeordnet ist, aus der zum Ändern der Flugrichtung Brennstoff austritt.1. missile, in particular supersonic missile, with a fuselage and several guide fins at its rear end in the direction of flight,
characterized,
that on the fuselage (12) between adjacent fins (14, 16, 18, 20) in an area where the speed of the air passing along the fuselage (12) is due to the leading edges (14F, 16F, 18F, 20F) of the Guide fins outgoing shock waves is reduced, at least one outflow opening (22) is arranged, from which fuel emerges to change the flight direction. 2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorderkanten (14F,16F,18F,20F) der Leitflossen zu beiden Seiten spitzwinklig angeschärft sind.2. Missile according to claim 1, characterized in that the leading edges (14F, 16F, 18F, 20F) of the guide fins are sharpened at an acute angle on both sides. 3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß sich zwischen zwei benachbarten Leitflossen eine Zündvorrichtung (30) zum Entzünden des aus der Ausströmöffnung (22) ausgespritzten Brennstoffs befindet.3. Missile according to claim 1 or 2, characterized in that an ignition device (30) for igniting the fuel ejected from the outflow opening (22) is located between two adjacent guide fins. 4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen benachbarten Leitflossen (14,16,18,20) jeweils mehrere Ausströmöffnungen (22) in einer Reihe (26) angeordnet sind, wobei die äußeren Ausströmöffnungen der Reihe jeweils in unmittelbarer Nähe einer Leitflosse (14,16,18,20) angeordnet sind.4. Missile according to one of claims 1 to 3, characterized in that between adjacent guide fins (14, 16, 18, 20) in each case a plurality of outflow openings (22) are arranged in a row (26), the outer outflow openings of the row in each case are arranged in the immediate vicinity of a guide fin (14, 16, 18, 20). 5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausströmöffnungen (22) auf einem einzigen Umfangskreis am Rumpf (12) angeordnet sind.5. Missile according to claim 4, characterized in that the outflow openings (22) are arranged on a single circumferential circle on the fuselage (12). 6. Flugkörper nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere hintereinanderliegende Reihen (24,26,28) von Ausströmöffnungen (22) vorgesehen sind.6. Missile according to claim 4 or 5, characterized in that a plurality of rows (24, 26, 28) of outflow openings (22) are provided one behind the other. 7. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff Wasserstoff ist.7. Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the fuel is hydrogen.
EP86117113A 1985-12-28 1986-12-09 Missile Expired - Lifetime EP0238724B1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE3546269 1985-12-28
DE3546269A DE3546269C1 (en) 1985-12-28 1985-12-28 Missile

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0238724A1 true EP0238724A1 (en) 1987-09-30
EP0238724B1 EP0238724B1 (en) 1991-05-15

Family

ID=6289654

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP86117113A Expired - Lifetime EP0238724B1 (en) 1985-12-28 1986-12-09 Missile

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4712748A (en)
EP (1) EP0238724B1 (en)
DE (1) DE3546269C1 (en)
IL (1) IL81005A0 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3937743A1 (en) * 1989-11-13 1991-05-16 Deutsch Franz Forsch Inst Supersonic missile with fuel ejector nozzle - has projecting rods facilitating flight control
FR2684723A1 (en) * 1991-12-10 1993-06-11 Thomson Csf Solid propergol-powered motor (thruster) with modifiable thrust and missile equipped

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3804931A1 (en) * 1988-02-17 1989-08-31 Deutsch Franz Forsch Inst Method for directional control of a missile flying in the relatively high supersonic domain, and such a missile
US5070761A (en) * 1990-08-07 1991-12-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Venting apparatus for controlling missile underwater trajectory
US5318256A (en) * 1992-10-05 1994-06-07 Rockwell International Corporation Rocket deceleration system
US6178741B1 (en) * 1998-10-16 2001-01-30 Trw Inc. Mems synthesized divert propulsion system
US6752351B2 (en) * 2002-11-04 2004-06-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Low mass flow reaction jet
US7416154B2 (en) * 2005-09-16 2008-08-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Trajectory correction kit
DE102005052474B3 (en) * 2005-11-03 2007-07-12 Junghans Feinwerktechnik Gmbh & Co. Kg Spiked artillery projectile
US8618455B2 (en) * 2009-06-05 2013-12-31 Safariland, Llc Adjustable range munition
CN106202807B (en) * 2016-07-22 2019-06-18 北京临近空间飞行器系统工程研究所 Differentiate the method for space flight body portion shock wave/leading edge class Shock wave interaction occurrence condition and type

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3749334A (en) * 1966-04-04 1973-07-31 Us Army Attitude compensating missile system
DE2846372A1 (en) * 1978-10-25 1983-10-20 Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf Artillery shell steered by gas jets - has electronic control operating control valves for nozzles in sides of shell
WO1984002975A1 (en) * 1983-01-20 1984-08-02 Ford Aerospace & Communication Ram air combustion steering system for a guided missile
DE3340037A1 (en) * 1983-11-05 1985-05-23 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg ACTUATING SYSTEM FOR STEERED MISSIONS FLYING WITH SUPERVISOR SPEED

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3304029A (en) * 1963-12-20 1967-02-14 Chrysler Corp Missile directional control system
US3282541A (en) * 1965-02-19 1966-11-01 James E Webb Attitude control system for sounding rockets
US3637167A (en) * 1969-11-05 1972-01-25 Mc Donnell Douglas Corp Missile steering system
DE2809281C2 (en) * 1978-03-03 1984-01-05 Emile Jean Versailles Stauff Control device for a self-rotating projectile

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3749334A (en) * 1966-04-04 1973-07-31 Us Army Attitude compensating missile system
DE2846372A1 (en) * 1978-10-25 1983-10-20 Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf Artillery shell steered by gas jets - has electronic control operating control valves for nozzles in sides of shell
WO1984002975A1 (en) * 1983-01-20 1984-08-02 Ford Aerospace & Communication Ram air combustion steering system for a guided missile
DE3340037A1 (en) * 1983-11-05 1985-05-23 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg ACTUATING SYSTEM FOR STEERED MISSIONS FLYING WITH SUPERVISOR SPEED

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3937743A1 (en) * 1989-11-13 1991-05-16 Deutsch Franz Forsch Inst Supersonic missile with fuel ejector nozzle - has projecting rods facilitating flight control
FR2684723A1 (en) * 1991-12-10 1993-06-11 Thomson Csf Solid propergol-powered motor (thruster) with modifiable thrust and missile equipped

Also Published As

Publication number Publication date
EP0238724B1 (en) 1991-05-15
US4712748A (en) 1987-12-15
DE3546269C1 (en) 1987-08-13
IL81005A0 (en) 1987-03-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0238724B1 (en) Missile
DE102008022289B4 (en) missile
DE2115501C3 (en) Ejection seat, especially for helicopters
DE2452053A1 (en) DEVICE FOR LAUNCHING ROCKET-PROPELLED AIRCRAFT
DE2846372C2 (en) Projectile with radially directed control nozzles for final phase control
DE3437824C2 (en)
DE3340037C2 (en)
DE3715085A1 (en) Missile tip fairing construction
DE2027371C3 (en) Missile with stabilizing wings and a solid fuel engine with two separate propellants
DE2160324C2 (en) Missile with deployable stabilization surfaces
DE3804931C2 (en)
DE1157929B (en) Aircraft with jet engines that are equipped with thrust reversers
DE3804930C2 (en)
DE2757664A1 (en) DEVICE FOR CHANGING THE AIRWAY OF ONE FLOOR
DE2156974A1 (en) Container for scatter weapons for air deployment - is attached to carrying vehicle, steerable by remote control and has horizontal discharge tubes
DE2856033C2 (en) Device for controlling and stabilizing an aircraft
DE1109530B (en) Vertical take off aircraft
DE1453854C1 (en) Remote-controlled missile
DE2247054C3 (en)
DE19509346C2 (en) Tail stabilized missile
DE2428402C3 (en) Launch device for rocket-propelled reverse runner missiles
DE1172156B (en) Aerodynamically steerable, recoil-propelled flying body
DE2146293C3 (en) Solid rocket engine
DE2421621C3 (en) Rocket arrangement on a jet engine with pulsating combustion
DE2726551C2 (en)

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): FR GB SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19871017

17Q First examination report despatched

Effective date: 19890621

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: DEUTSCHE FORSCHUNGSANSTALT FUER LUFT- UND RAUMFAHR

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): FR GB SE

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)
ET Fr: translation filed
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Effective date: 19911209

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Effective date: 19911210

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Effective date: 19920831

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

EUG Se: european patent has lapsed

Ref document number: 86117113.0

Effective date: 19920704