JP2001174200A - 超音速のミサイルの前面における圧力及び温度を減少させる方法及び装置 - Google Patents
超音速のミサイルの前面における圧力及び温度を減少させる方法及び装置Info
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- JP2001174200A JP2001174200A JP2000340998A JP2000340998A JP2001174200A JP 2001174200 A JP2001174200 A JP 2001174200A JP 2000340998 A JP2000340998 A JP 2000340998A JP 2000340998 A JP2000340998 A JP 2000340998A JP 2001174200 A JP2001174200 A JP 2001174200A
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- F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
- F42B10/38—Range-increasing arrangements
- F42B10/42—Streamlined projectiles
- F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
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- Carbon And Carbon Compounds (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 広い速度領域に対してのみならず、より大き
な迎え角に対してもミサイルのノーズを有害な圧力及び
温度の影響から保護する方法及び装置を提供する。 【解決手段】 超音速のミサイルの前端における圧力及
び温度を減少させる方法では、前端に球状マウント４、
楕円体状マウント又は水滴状マウントを有するスパイク
３が利用される。それによって従来の型と対照的により
大きな迎え角に対してもミサイルの鋭敏なノーズ２が有
害な圧力と温度の影響から保護される。それ故、前面で
極めて高い圧力及び温度値が生ずることなく、より速い
超音速で、高い機動性を有するミサイル１を提供するこ
とが可能である。ミサイルの抵抗及びそれに伴う推力の
必要性は本発明を利用するとき同様に減少せしめられ、
それによってミサイルの射程乃至飛行時間は相当に高め
られる。
な迎え角に対してもミサイルのノーズを有害な圧力及び
温度の影響から保護する方法及び装置を提供する。 【解決手段】 超音速のミサイルの前端における圧力及
び温度を減少させる方法では、前端に球状マウント４、
楕円体状マウント又は水滴状マウントを有するスパイク
３が利用される。それによって従来の型と対照的により
大きな迎え角に対してもミサイルの鋭敏なノーズ２が有
害な圧力と温度の影響から保護される。それ故、前面で
極めて高い圧力及び温度値が生ずることなく、より速い
超音速で、高い機動性を有するミサイル１を提供するこ
とが可能である。ミサイルの抵抗及びそれに伴う推力の
必要性は本発明を利用するとき同様に減少せしめられ、
それによってミサイルの射程乃至飛行時間は相当に高め
られる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、超音速のミサイル
の前面における圧力及び温度を減少させる方法及び装置
に関する。
の前面における圧力及び温度を減少させる方法及び装置
に関する。
【０００２】
【従来の技術】ノーズ(Dorns) （スパイク、エアロスパ
イク）による超音速のミサイルの前面における圧力及び
温度の減少は約３０年前から利用されている。これに関
しては沢山の出版物がある。この利用の既知の例は、ロ
ッキード−マルチン・トライデント(die Lockheed-Mart
in TRIDENT) 、潜水艦から発射される長距離ミサイルで
ある。
イク）による超音速のミサイルの前面における圧力及び
温度の減少は約３０年前から利用されている。これに関
しては沢山の出版物がある。この利用の既知の例は、ロ
ッキード−マルチン・トライデント(die Lockheed-Mart
in TRIDENT) 、潜水艦から発射される長距離ミサイルで
ある。
【０００３】ＡＩＡＡ９５−０７３７から、一定長さの
ロッドの長さのとき高速度領域に対して所望の効果を得
るために、エアロスパイクの先端にロッドの直径の約３
倍の直径を有するプレート形のマウント(Aufsatz）（エ
アロディスク）を備えることが知られている。
ロッドの長さのとき高速度領域に対して所望の効果を得
るために、エアロスパイクの先端にロッドの直径の約３
倍の直径を有するプレート形のマウント(Aufsatz）（エ
アロディスク）を備えることが知られている。
【０００４】今日まで、しかし、このようなより速い超
音速乃至はマッハ数のミサイルをより大きな迎え角（約
１０°）で非常に大きな抵抗なしに且つ十分なラム温度
なしに飛ばすことは可能ではなかった。それ故ミサイル
の機動性は相当に制限される。
音速乃至はマッハ数のミサイルをより大きな迎え角（約
１０°）で非常に大きな抵抗なしに且つ十分なラム温度
なしに飛ばすことは可能ではなかった。それ故ミサイル
の機動性は相当に制限される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、広い
速度領域に対してのみならず、より大きな迎え角に対し
てもミサイルのノーズを有害な圧力及び温度の影響から
保護する方法及び装置を提供することである。
速度領域に対してのみならず、より大きな迎え角に対し
てもミサイルのノーズを有害な圧力及び温度の影響から
保護する方法及び装置を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記の発明の目的は、本
発明により、前端に球状マウント、楕円体状マウント又
は水滴状マウントを有するエアロスパイクを利用するこ
とによって解決される。
発明により、前端に球状マウント、楕円体状マウント又
は水滴状マウントを有するエアロスパイクを利用するこ
とによって解決される。
【０００７】このような物体（前記マウント）のそばの
流れ並びに一般にその周囲の流れを分離することは迎え
角に依存しない。それ故前記物体に続くエアロスパイク
の周囲の流れに関するその（前記流れの分離の）効果並
びにミサイルの前面への流れに関するその（前記エアロ
スパイクの）効果は十分である。それ故、ミサイルの前
面に極端に高い圧力及び温度値が生ずることなく、より
速い超音速のときのミサイルのより高度の機動性を有す
るミサイルを提供することが可能である。抵抗及びそれ
故に前記ミサイルの必要な推力は本発明を利用するとき
同様に減少せしめられ、それによって前記ミサイルの射
程及び飛行時間は相当に高められる。また、本発明は、
ミサイル（１）のノーズ（２）に取り付けられたロッド
状スパイク（３）が、その前端に、空気流に影響を及ぼ
すように球状マウント（４）、楕円体状マウント（４
ａ）又は水滴状マウント（４ｂ）を備えることを特徴と
する。更に、本発明は、マウントの直径（ｄ４）がミサ
イルの直径（ｄ１）の１５乃至３０％であるのが好適で
ある。また、本発明は、ロッド状スパイクの直径（ｄ
３）がマウントの直径（ｄ４）の５０乃至２０％である
のが好適である。
流れ並びに一般にその周囲の流れを分離することは迎え
角に依存しない。それ故前記物体に続くエアロスパイク
の周囲の流れに関するその（前記流れの分離の）効果並
びにミサイルの前面への流れに関するその（前記エアロ
スパイクの）効果は十分である。それ故、ミサイルの前
面に極端に高い圧力及び温度値が生ずることなく、より
速い超音速のときのミサイルのより高度の機動性を有す
るミサイルを提供することが可能である。抵抗及びそれ
故に前記ミサイルの必要な推力は本発明を利用するとき
同様に減少せしめられ、それによって前記ミサイルの射
程及び飛行時間は相当に高められる。また、本発明は、
ミサイル（１）のノーズ（２）に取り付けられたロッド
状スパイク（３）が、その前端に、空気流に影響を及ぼ
すように球状マウント（４）、楕円体状マウント（４
ａ）又は水滴状マウント（４ｂ）を備えることを特徴と
する。更に、本発明は、マウントの直径（ｄ４）がミサ
イルの直径（ｄ１）の１５乃至３０％であるのが好適で
ある。また、本発明は、ロッド状スパイクの直径（ｄ
３）がマウントの直径（ｄ４）の５０乃至２０％である
のが好適である。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明の詳細は下位の請求項及び
発明の詳細な説明から明らかになる。発明の詳細な説明
においては図面に基づいて及びシュリーレン法写真によ
り発明の効果を詳しく説明する。図面において、図１
は、本発明の装置の略図である。図２（ａ）は、楕円体
形のマウントを有する本発明の装置の略図、図２（ｂ）
は、水滴形の利用されるスパイクマウントを有する本発
明の装置の略図である。図３（ａ）は、迎え角０°のと
きの従来のプレートを有するスパイクのまわりの流れを
示すシュリーレン法写真、図３（ｂ）は、迎え角０°の
ときの本発明のマウントを有するスパイクのまわりの流
れを示すシュリーレン法写真である。図４（ａ）は、迎
え角１０°のときの従来のプレートを有するスパイクの
まわり流れを示すシュリーレン法写真、図４（ｂ）は、
迎え角１０°のときの本発明のマウントを有するスパイ
クのまわり流れを示すシュリーレン法写真である。
発明の詳細な説明から明らかになる。発明の詳細な説明
においては図面に基づいて及びシュリーレン法写真によ
り発明の効果を詳しく説明する。図面において、図１
は、本発明の装置の略図である。図２（ａ）は、楕円体
形のマウントを有する本発明の装置の略図、図２（ｂ）
は、水滴形の利用されるスパイクマウントを有する本発
明の装置の略図である。図３（ａ）は、迎え角０°のと
きの従来のプレートを有するスパイクのまわりの流れを
示すシュリーレン法写真、図３（ｂ）は、迎え角０°の
ときの本発明のマウントを有するスパイクのまわりの流
れを示すシュリーレン法写真である。図４（ａ）は、迎
え角１０°のときの従来のプレートを有するスパイクの
まわり流れを示すシュリーレン法写真、図４（ｂ）は、
迎え角１０°のときの本発明のマウントを有するスパイ
クのまわり流れを示すシュリーレン法写真である。
【０００９】図１は本発明の装置を略図示するものであ
る。ミサイル１の先端に半球状のノーズ(Dom) ２が取付
けられており、このノーズはロッド（スパイク）３とマ
ウント４とからなるエアロスパイクに移行している。前
記マウントは本発明により少なくとも球形に近似した形
状に形成されている。しかし、前記マウントは図２
（ａ），（ｂ）のように楕円体又は水滴状に形成するこ
ともできる。エアロスパイクの構造上の詳細及び基本的
な作用の仕方は例えば始めに述べた出版物に記載されて
いる。
る。ミサイル１の先端に半球状のノーズ(Dom) ２が取付
けられており、このノーズはロッド（スパイク）３とマ
ウント４とからなるエアロスパイクに移行している。前
記マウントは本発明により少なくとも球形に近似した形
状に形成されている。しかし、前記マウントは図２
（ａ），（ｂ）のように楕円体又は水滴状に形成するこ
ともできる。エアロスパイクの構造上の詳細及び基本的
な作用の仕方は例えば始めに述べた出版物に記載されて
いる。
【００１０】本発明の実施の形態及び技術水準との相違
に関する説明は図３(ａ)，(ｂ)、図４（ａ）及び（ｂ）
として添附された示差干渉像（インターフェログラム）
(Differentialinterferogramme) に従って行われる。こ
の方法はウオラストン・プリズムを利用する。第１のウ
オラストン・プリズムの光軸に対して４５°で偏光せし
められた光線、または周期的な偏光をする光線は同じ強
度の２つの可干渉性の部分光線に分裂せしめられ、且つ
互いに垂直に偏光せしめられる。部分光線は、位相物体
を通して別々の進路に向けられ、その後第２のウォラス
トン・プリズムで再び一つに集合せしめられ、偏光子を
通過した後画像面で干渉せしめられる。この方法によっ
て、密度のグラジエント、即ちガス流内の光学的進路の
グラジエントが可視可能にされる。示差干渉法は、量的
に評価可能な画像を引き出す、既に古典的な光学的な流
体測定技術に属する簡単な方法である。この方法は、関
連する文献及び光学的測定方法に関するハンドブックに
記載されており、ここでは更に説明をする必要はない。
に関する説明は図３(ａ)，(ｂ)、図４（ａ）及び（ｂ）
として添附された示差干渉像（インターフェログラム）
(Differentialinterferogramme) に従って行われる。こ
の方法はウオラストン・プリズムを利用する。第１のウ
オラストン・プリズムの光軸に対して４５°で偏光せし
められた光線、または周期的な偏光をする光線は同じ強
度の２つの可干渉性の部分光線に分裂せしめられ、且つ
互いに垂直に偏光せしめられる。部分光線は、位相物体
を通して別々の進路に向けられ、その後第２のウォラス
トン・プリズムで再び一つに集合せしめられ、偏光子を
通過した後画像面で干渉せしめられる。この方法によっ
て、密度のグラジエント、即ちガス流内の光学的進路の
グラジエントが可視可能にされる。示差干渉法は、量的
に評価可能な画像を引き出す、既に古典的な光学的な流
体測定技術に属する簡単な方法である。この方法は、関
連する文献及び光学的測定方法に関するハンドブックに
記載されており、ここでは更に説明をする必要はない。
【００１１】図に示す装置において、ミサイルは、約７
０mmの直径ｄ１を有する。ロッドの直径ｄ３は約５mmで
あり、約４５mmのロッドの長さｌ２を有する。球状のマ
ウントの直径ｄ３は約１７．５mmである。
０mmの直径ｄ１を有する。ロッドの直径ｄ３は約５mmで
あり、約４５mmのロッドの長さｌ２を有する。球状のマ
ウントの直径ｄ３は約１７．５mmである。
【００１２】図３（ａ）には、技術水準によるプレート
（エアロディスク）を有するスパイクの回りの流れが図
示されており、図３（ｂ）には、本発明によって球状マ
ウントを有するスパイクが図示されており、前記２例は
迎え角０°の例である。流れの別の挙動に何ら影響を及
ぼさない、図３（ａ）に示すプレートの端部における局
部的な膨張及び分離は別にして、流れの挙動の差はここ
では認められない。両者の場合プレート乃至は球から計
って約２／３のロッド長さにわたり流れの分離が生じて
いる。分離された流れは、プレート乃至球に起因する圧
縮衝撃波(Verdichtungsstoss) により生ぜしめられる後
方の流れと混ざる。この流れは、半球状ノーズ上の圧力
及び温度の意図された減少をもたらす。分離された流れ
は良く見ることができる密度の変動によってはっきりと
知ることができる。
（エアロディスク）を有するスパイクの回りの流れが図
示されており、図３（ｂ）には、本発明によって球状マ
ウントを有するスパイクが図示されており、前記２例は
迎え角０°の例である。流れの別の挙動に何ら影響を及
ぼさない、図３（ａ）に示すプレートの端部における局
部的な膨張及び分離は別にして、流れの挙動の差はここ
では認められない。両者の場合プレート乃至は球から計
って約２／３のロッド長さにわたり流れの分離が生じて
いる。分離された流れは、プレート乃至球に起因する圧
縮衝撃波(Verdichtungsstoss) により生ぜしめられる後
方の流れと混ざる。この流れは、半球状ノーズ上の圧力
及び温度の意図された減少をもたらす。分離された流れ
は良く見ることができる密度の変動によってはっきりと
知ることができる。
【００１３】図４（ａ）及び図４（ｂ）に、同じマッハ
数であるがしかし、迎え角１０°の、同じ直径のプレー
ト乃至球を有する同一長さのスパイクのまわりの流れが
示されている。図４（ａ）のプレートと図４（ｂ）の球
についてはその周囲の流れに明らかな差が見られる。両
者の場合、分離は直ちにおきているが図４（ａ）の従来
のプレートの場合、流れは急速に完全に風下側に（吹降
し側）に押し退けられ、風上側のほうへ主に、マッハ線
で識別できる半球状ノーズへの完全に外側の流れが生
じ、そこで相当の温度及び圧力増加がおきるのに対し
て、図４（ｂ）の本発明の球状マウントの場合流れの完
全に異なる挙動を識別することができる。
数であるがしかし、迎え角１０°の、同じ直径のプレー
ト乃至球を有する同一長さのスパイクのまわりの流れが
示されている。図４（ａ）のプレートと図４（ｂ）の球
についてはその周囲の流れに明らかな差が見られる。両
者の場合、分離は直ちにおきているが図４（ａ）の従来
のプレートの場合、流れは急速に完全に風下側に（吹降
し側）に押し退けられ、風上側のほうへ主に、マッハ線
で識別できる半球状ノーズへの完全に外側の流れが生
じ、そこで相当の温度及び圧力増加がおきるのに対し
て、図４（ｂ）の本発明の球状マウントの場合流れの完
全に異なる挙動を識別することができる。
【００１４】先ず予期したように圧縮衝撃波が生じる
が、しかしこれは直ちに膨張波扇(Verduennungsfaeche
r)によって減力される。膨張波扇の後で球状マウントに
おいて分離が生ずる。この分離された流れは、膨張波扇
の後の流れと混ざり、風上側及び風下側で生じ、そこで
同様に押し退けられる。しかし半球状ノーズ全体は前記
流れから衝撃を受け、実際に圧力減少及びそれに伴う抵
抗の減少と温度の減少に曝される。
が、しかしこれは直ちに膨張波扇(Verduennungsfaeche
r)によって減力される。膨張波扇の後で球状マウントに
おいて分離が生ずる。この分離された流れは、膨張波扇
の後の流れと混ざり、風上側及び風下側で生じ、そこで
同様に押し退けられる。しかし半球状ノーズ全体は前記
流れから衝撃を受け、実際に圧力減少及びそれに伴う抵
抗の減少と温度の減少に曝される。
【００１５】さしあたり、１７−１８°のより大きな迎
え角のときもここで述べた現象がおきることが明らかに
なっている。
え角のときもここで述べた現象がおきることが明らかに
なっている。
【００１６】同様な効果がスパイクの先端の楕円体物体
または水滴状物体について得られる。上記の現象の解釈
は本質的に前記物体の前面のまわりの流れが迎え角に依
存しないことにある。
または水滴状物体について得られる。上記の現象の解釈
は本質的に前記物体の前面のまわりの流れが迎え角に依
存しないことにある。
【図１】本発明の装置の略図である。
【図２】（ａ）は楕円体形のマウントを有する本発明の
装置の略図、（ｂ）は、水滴形のマウントを有する本発
明の装置の略図である。
装置の略図、（ｂ）は、水滴形のマウントを有する本発
明の装置の略図である。
【図３】迎え角０°のときのシュリーレン法写真を示
し、（ａ）は、従来のプレートを有するスパイクのまわ
りの流れを示すシュリーレン法写真、（ｂ）は本発明の
マウントを有するスパイクのまわりの流れを示すシュリ
ーレン法写真である。
し、（ａ）は、従来のプレートを有するスパイクのまわ
りの流れを示すシュリーレン法写真、（ｂ）は本発明の
マウントを有するスパイクのまわりの流れを示すシュリ
ーレン法写真である。
【図４】迎え角１０°のときのシュリーレン法社写真を
示し、（ａ）は従来のプレートを有するスパイクのまわ
り流れを示すシュリーレン法写真、（ｂ）は本発明のマ
ウントを有するスパイクのまわり流れを示すシュリーレ
ン法写真である。
示し、（ａ）は従来のプレートを有するスパイクのまわ
り流れを示すシュリーレン法写真、（ｂ）は本発明のマ
ウントを有するスパイクのまわり流れを示すシュリーレ
ン法写真である。
１ ミサイル ２ ノーズ ３ スパイク ４ マウント ｄ１ ミサイルの直径 ｄ３ ロッドの直径 ｄ４ マウントの直径 ４ａ マウント ４ｂ マウント
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジュリオ・スルリジェス ドイツ連邦共和国 79589 ビンツェン, イム シュラットガルテン 12
Claims (4)
- 【請求項１】 前端に球状マウント（４）、楕円体状マ
ウント（４ａ）又は水滴状マウント（４ｂ）を有するス
パイク（３）によって、ミサイル（１）の前面（２）に
ぶつかる空気流の影響を迎え角に依存しないで十分に減
少させることを特徴とする超音速のミサイルの前端にお
ける圧力及び温度を減少させる方法。 - 【請求項２】 ミサイル（１）のノーズ（２）に取り付
けられたロッド状スパイク（３）が、その前端に、空気
流に影響を及ぼすように球状マウント（４）、楕円体状
マウント（４ａ）又は水滴状マウント（４ｂ）を備える
ことを特徴とする超音速のミサイルの前面における圧力
及び温度を減少させる装置。 - 【請求項３】 マウントの直径（ｄ４）がミサイルの直
径（ｄ１）の１５乃至３０％であることを特徴とする請
求項２に記載の装置。 - 【請求項４】 ロッド状スパイク（ｄ３）がマウントの
直径（ｄ４）の５０乃至２０％であることを特徴とする
請求項３に記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19953701A DE19953701C2 (de) | 1999-11-08 | 1999-11-08 | Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit |
| DE19953701.1 | 1999-11-08 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001174200A true JP2001174200A (ja) | 2001-06-29 |
Family
ID=7928307
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000340998A Pending JP2001174200A (ja) | 1999-11-08 | 2000-11-08 | 超音速のミサイルの前面における圧力及び温度を減少させる方法及び装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6581870B1 (ja) |
| JP (1) | JP2001174200A (ja) |
| CA (1) | CA2325763C (ja) |
| DE (1) | DE19953701C2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007024360A (ja) * | 2005-07-13 | 2007-02-01 | Japan Aerospace Exploration Agency | 飛翔体 |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10305973B3 (de) * | 2003-02-13 | 2004-05-06 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Anordnung zur Reduktion von Verlusten, die mit einem starken Verdichtungsstoß verbunden sind |
| DE102006003638B4 (de) | 2006-01-26 | 2008-01-17 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper für den Überschallbereich |
| DE102006015952B4 (de) * | 2006-04-05 | 2008-01-17 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper für den Überschallbereich |
| DE102006025270B4 (de) * | 2006-05-31 | 2008-04-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper für den Überschallbereich |
| CN100423990C (zh) * | 2006-12-27 | 2008-10-08 | 中国科学院力学研究所 | 一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法 |
| CN100423989C (zh) * | 2006-12-27 | 2008-10-08 | 中国科学院力学研究所 | 一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统 |
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| DE102009001953B4 (de) * | 2009-03-27 | 2013-11-14 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Vorrichtung zur Beeinflussung einer Überschall-Umströmung |
| WO2014008549A1 (en) * | 2012-07-11 | 2014-01-16 | The University Of Southern Queensland | An aerolance system |
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