SE446032B - Raketstabilisator - Google Patents

Description

UI lü (så Ö D.) Ln b! lrl 40 7903547-3 Z av fenorna med nödvändighet att förtränga munstyckshalsen.

Den uppkomna förträngningsgraden kan minskas genom använd- ning av ínvikbara fenor, vilka kommer till verkan först efter utskjutningen. Ett känt utförande av invikbara fenor är så kal- lade pennknivsfenor, där ett flertal sådana är svängbara mot munstycket vid en ände och är vikta framåt utefter munstycket när de befinner sig i utskjutningsröret. Sådana fenor är väsent- ligen smala, har ett högt sídoförhallando och kan icke åstadkomma effektiv stabilisering vid flyghastigheter över ljudhastigheten.

Ett annat känt utförande som är mera lämpligt för överljudsflyg- ning är de mßfi omrullade fenor, vilka fjädrar ut utanför utskjut- ningsröret till fenor med lägre sidoförhallande, men även dessa fenor erfordrar ett visst förvaringsutrymme, vilket med nödvän- dighet förtränger munstvekshalsen. Vidare är sådana fenor och deras fjädrande frigöringsmekanismer relativt komplicerade och även tunga, vilket medför att raketens tyngdpunkt på olämpligt sätt förskjutes bakåt. Dessutom kan fenbladen behöva synkroni- seras för ett samtidigt öppnande.

Ett annat utförande av en fast stabilisator med lyftkraft är det som är känt som en "ríngstjärt", dvs en koaxíellt an- bringad cylinder vid nedströmsänden av exempelvis en bomb, men på samma sätt som i de föregående exemplen måste den del som uppbär stabilisatorn ha en mindre diameter än återstoden av raketkroppen om utskjutning ur rör avses.

Föreliggande uppfinning har till syftemål att åstadkomma en raketstabilisator som är verksam vid alla flvghastigheter och som kommer att åstadkomma ringa eller ingen förträngning av mun- styckshalsen, och följaktligen medge att ett munstycke med väsent- ligen full kaliber användes med en ur rör utskjuten raket.

Enligt uppfinningen innefattar en raketstabilisator för en raket som har ett munstycke med en axialsvmmetrísk utträdesläpp en ringformíg ringprofil, vilken i flykten är sa anbragt, att den är axiellt inrättad med och belägen axiellt nedströms från utträdesläppen, så att den med denna definierar en cirkulär öpp- ning, varvid den ringformiga vingprofilen har en framkant belägen mot utträdesläppen och en inneryta, utefter vilken strömnings- vägen är längre än utefter dess y teryta. _ Lämpligen är raketmunstycket på utsidan så format intill utträdesläppen, att dess diameter något avtar inåt i nedströms- riktningen, för att i flykten underlätta tillträdet av vttre V -_..._.,-_._..__.ï___...._..,.._._.,. _ (_41 lO '_11 IJ f) u! Uw 40 7903547-3 3 luftströmningen till vingprofilens inre yta.

Vingprofilen kan vara stelt fixerad vid munstycket med ett axielltøavstand från detta medelst en på lämpligt sätt med öpp- ningar försedd bärarram.

I en föredragen utföringsform, i vilken vingprofilen icke kommer till v-rkan förrän efter utskjutningen, är dock bärarramen anordnad att vara axiellt glidbar på raketmunstycket sä, att vingnrofilens framkant kan anslutas till utträdesläppen. I en sådan anordning är utträdesläppen och framkanten utformade till noggrann anpassning, och den aterstàende innerytan av vingprofi- len är formad till att bilda en jämn fortsättning av munstyckets inre kontur, dvs utträdeskonen. Före utskjutningen är vinšpro- filen anliggande mot utträdesläppen, sa att därigenom säkerstäl- les att inga dískontinuiteter föreligger i utträdeskonen, något som skulle kunna medföra icke önskade riktningsavvíkelser vid utskjutandet. Under raketens brinntid och medan raketmunstycket fortfarande föreligger i utskjutningsröret hàlles víngprofilen i främre läge mot utträdesläppen genom raketens avgastryck, men när röret lämnas verkar den yttre luftströmmen till att föra vingprofilen och dess bärarram bakåt till verksamt läge.

En utföringsform av uppfinningen beskrives som exempel i det följande, med hänvisning till den medföljande ritningen.

I ritningen utgör figur I en delvy i nxialsertíon av en raketstahilisater med en förskjutbar, ringformig vingprofil, visad i läge före utskjutningen. Figur I utgör en delvy i _ atialsektíon av samma raketstabilisator med vingprofílen förd -v till flygläge. Figur J utgör en vy i radialsektion av samma raketstabilisator utefter linjen lll-Ill i figur 1.

Den i figurerna 1 och 3 visade raketstabilisatern inne- fattar ett raketmunstvcke 1, fäst vid en raketkropp 2 och för- sett med en halsdel 3, en utträdeskon 4 och en utträdesläpp 5.

En ringformig vingprofil 6 med låg vikt, exempelvis av alumi- niumlegering, med en framkant 7, en yttre yta 8 och en inre yra 9 uppböres nedströms från läppen S vid en ände au var och en av åtta axelparallella stavar 10, vilka är jämnt anordnade kring dess períferi och vilkas andra ändar är fästade vid en :toppring ll, vilken är glídhnrl nnhringad pà xakvikroppvn J, varvid stavarna i mellanläge är glidbara genom en gördel 13, vilken är fäst vid raketmunstycket 1 för att ge en glidpassning i utskjutningsröret, vilket ej visas. Stoppringen ll har en _. __...._...._.... .-._...-.. .._.._,..-v. _. .-_..._. . (n 10 15 L/l U1 40 7903547-3 4 mindre ytterdíameter än gördeln 12.

Ytterytan av munstycket 1 har en inat avsmalnande bakre del l5, vilken sträcker sig nedströms till utträdesläppen 5, vil- ken själv är utformad till att passa till en del av framkanten av vingprofílen 6 i läget före utskjutning. Innerytan 9 av ving- profilen 6 är utformad till att bilda en fortsättning av ut- trädeskonen 4.

Vid utskjutning (se figur 2) glider stoppringen ll nedåt till att vila mot gördeln 12, mot vilken den sedan hålles genom den yttre luftströmmen och genom ingrepp av en ringformig kil 14, anbragt vid uppströmsytan av gördeln, med en motsvarande, ring- formíg och kílformig öppning 15, nnbrugt i nedströmsytan av stoppringen ll. Yingprofilen 6 förskjutes på detta sätt ned- ströms från munstycket l till att ge en ringformig öppning 16.

I flykten uppdelas yttre luft som strömmar utefter raket- kroppen 2 och munstycket 1 vid utträdesläppen 5, varvid en del fortsätter utefter ytterytan 8 av víngprofilen och återstoden insïrömmur 1 öppningen lo och strömmar utefter den längre inner- ytan 9 hos víngprofilen, så att därigenom uppkommer ett resulte- rande radiellt tryck som verkar genom alla punkter av det ring- formiga tryckcentrum IT hos vingprofilen 6 i riktning mot rake- tens axel 18. Tryckcentrum hos raketens totala uppbyggnad för- flyttas pâ detta sätt bakåt genom inverkan i flykten ar ving- profilen.

Den ökning av den statiska stabilitetsmargínalen som kan uppnås på detta sätt är icke endast beroende av rtarean hos vingprofilen 6, utan även av den del av luftstrëmmen som bringas att strömma utefter dess ínneryta 9. Denna inre luftströmning är'i sin tur beroende av den axiella längden hos öppningen 16, den yttre konvergensvinkeln hos munstycksdelen 13, och av for- men hos vingprofilens framkant 7. Alla dessa variabler väljes inom de dimensionsbegränsníngar som fastlägges av krav vid ut- skjutningen till att optimera strömningsdelningen.

Det är givetvis viktigt att upprätthålla en noggrann axiell symmetri hos alla delar av vingprofiluppbyggnaden, efter- som varje inrättningsfel kommer att medföra en liten trimvinkel och därigenom åstadkomma riktningsfel, såvida icke en raket, pá vilken stabilisatorn anbringas, bringas att långsamt rotera.

För fackmannen framgår klart, att olika andra utförings- former av föreliggande uppfinning är möjliga. Exempelvis kan '_11 10 15 20 (11 7903547-5 S den förskjutbara vingprofilen uppbäras av en cylíndrisk hylsa, vilken är glidbar på raketkroppen, varvid hylsan är försedd med en ring av rektangulära fönster för att driftläge ge den erfor- derliga ringformiga öppningen i kombination med en tillräcklig hallfasthet för att säkert fixera vingprofilen. Alternativt kan en sàdan hylsa vara stelt fixerad i verkansläge om de pâverkningar på utskjutníngsbetingelserna som kan uppkomma genom en sådan i förväg anbrngt vingprofil icke är kritiska.

Ett ytterligàre sätt att förbättra luftströmningen till vingprofílens inneryta är att anordna en liten, utàt böjlíg krage av klafftyp som mynnar utåt, och som med sin nedströmsände är fäst vid vingprofilens framkant, så att den i utskjutningsröret kommer att hållas mot munstycket, men vid utträdet fràn röret kommer att rikas ut och bilda en liten, konisk strömningsledare.

Variationer är även möjliga i sättet att intaga driftläget.

Exempelvis kan en ringformig vingprofil med en lämplig bärarram vara anbragt separat i utskjutningsröret uppströms från raketen, så att vid avskjutningen raketen kommer ett skjutas genom ving- profilen och före utskjutningen iníàngn den vid munstycksgördeln.

Ett sadant arrangemang kan lämpligen användas när utsk'utninßs- röret är av teleskopisk typ.

Samtliga dessa anordningar kan åstadkomma en raketstabilí- sator med låg vikt och som erfordrar ringa förvaringsutrïmme, som kan bríngas till arbetsläge utan fjädrar, och som är själv- läsande.

Claims (11)

7903547-s 6 Patentkrav

1. :. Raketstabilisator för en raket som har ett munstïcke med en axialsymmetrisk dårar, att den har en ri gformíg ringprofil (6), vilken är an- ordnad att i flykten vara inrättad med och föreligga på ett axíellt avstånd nedströms från utträdesläppen, så att den med denna definierar en ríngformíg öppning (16), varvid den ring- formiga vingprofilen har en framkant som är vänd mot utträdes- läppen och en inneryta (9) med en större längd hos strömnings- vägen än den utefter dess ytteryta (S).

2. Raketstabilisator enligt krav 1, k ä n n e t e c k - n a d därav, att munstycket och víngprofilen (6) har väsentligen lika ytterdiameter, och munstycket har en på utsidan konvergeran- de del (13) nära utträdesläppen (5), så att ytterdiametern vid utträdesläppen minskas till under den hos framkanten (7).

3. Raketstabilisator enligt krav 1 eller Z, k ä n n e - t c z k.n a de därav, att vingprofilen (dl är anbragt í en axial- symmetrisk härarraml

4. 'Raketstnbilisator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - n a d därav, att bärarramen är stelt förbunden med munstycket.

5. Raketstabilisator-enligt krav 3 eller 4,. k ä n n e - t e c k u a d därav, att härarramen innefattar en knaxiell cylinder, vilken sträcker sig i uppströmsriktningen'fran fram- kanten och är försedd med ett flertal radiella öppningar.

6. Raketstabilisator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - _ n a d därav, att bärarramen är glidbart fäst vid munstycket, så att en axiell anslutning av framkanten (7) till utträdesläp- se n (S) möjliggöres när raketen icke är i flykt. f

7. Raketstabílisator enligt krav V, k ä n n e t e c k - n a d cdärav, att munstycket är försett med en gördel (12), vilken har ett flertal axelparallella hål, och bärarramen inne- fattar ett flertal axelparallella stavar (10), vilka var och en är glidbart anbragt i ett av hälen och vid en ände är förbundna med vingprofílen (6) och vid den andra änden med en stoppring (11), vilken är glidbart anhragt på raketen.

8. Raketstabilisator enligt något av krav 1-7, k ä n n e t e c k n a d därav, att vingprofílens ínneryta är utformad till att bilda en jämn fortsättning av munstyckets innerkontur. 7903547-3 7

9. Raketstubiljsator enligt något av krav 1-3 och 6-S, k ä n n e t e c R n a d därav, att utträflesläppen är utformad till att no¿grant passa till framkanten.

10. Raketstabílísator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - n n 1 därav, att vingprofilen och bärarramen före utskjutningen är axialsynmetriskt anbragta i ett utskjutningsrör uppstïöms från munstgcket, varxíd bärarramen under utskjutningen infángas av en munstycksgördel.

11. k ä n n e t e c k n a kaketstabilisator enligt något av krav 1-9, d därav, att en böjlig, komisk strömnings- ledare, vilken mynnar i uppströmsríktníngen, är anbragt vid peri- ferin av framkanten.