WO2015162254A1 - Überschallflugkörper und verfahren zur verringerung des wellenwiderstandes eines solchen überschallflugkörpers - Google Patents

Überschallflugkörper und verfahren zur verringerung des wellenwiderstandes eines solchen überschallflugkörpers Download PDF

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WO2015162254A1
WO2015162254A1 PCT/EP2015/058904 EP2015058904W WO2015162254A1 WO 2015162254 A1 WO2015162254 A1 WO 2015162254A1 EP 2015058904 W EP2015058904 W EP 2015058904W WO 2015162254 A1 WO2015162254 A1 WO 2015162254A1
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supersonic
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supersonic missile
circumferential
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Martin Ziegler
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Alpha Velorum Ag
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    • 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
    • F42B10/32—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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles

Definitions

  • the invention relates to a supersonic missile according to the preamble of claim 1 and to a method for reducing the characteristic impedance of such a supersonic missile.
  • Supersonic missiles are aircraft, rockets or projectiles, e.g. spin-piled projectiles fired from tube weapons, which fly faster than the sound and therefore according to the laws of gas dynamics in the air form a shock front, which causes a wave resistance. At high speeds, this resistance is very large, which reduces the range of projectiles or increases the fuel requirements of aircraft and rockets.
  • the invention relates to a geometry improved for the aerodynamics of the supersonic flight for the part exposed to the flow, i. the nose or the Giilbug such supersonic missiles.
  • the disadvantage of all supersonic missiles is the loss of kinetic energy due to the wave impedance, which reduces range or target effect.
  • the cross-sectional load or the weight-dependent influences and the drag coefficient or the shape-dependent influences are usually summarized in the form of the ballistic coefficient.
  • An improvement in range and energy of the missile can be achieved by increasing the cross-sectional load or by improving the shape. For a high range, therefore, many floors are built as slim as possible and stabilized by spin.
  • a disadvantage of such a slim shape is an increasing distance between the center of gravity of the projectile and the pressure point of the aerodynamic forces, which deteriorates the flight stability. The increase in the cross-sectional load by lengthening the missile are therefore out
  • Stability limits set limits that are usually in spin-stabilized projectiles in the range of about five to seven caliber lengths. An improvement can therefore be made primarily by optimizing the drag coefficient, i. the fluidic or aerodynamic properties can be achieved.
  • aerodynamically effective influences can be divided as follows:
  • the missile or projectile In order to achieve a long range, the missile or projectile must have a high initial velocity, preferably supersonic velocity, and the drag forces must be kept as low as possible in order to minimize the energy loss of the projectile along its trajectory.
  • the bow of the projectile is typically shaped optimized resistance, preferably as an ogive, and the tail as something called “boat tail” pulled something, which reduces the cross section of the pressure reduction at the base of the projectile.
  • Known projectiles have as a design form of the nose or the bugs on rotationally symmetric conical shapes whose generating curve is a straight line (simple circular cone), a polygon (double and multiple cone), a circular section (Ogiven, Tangentenogive, Secantenogive) or any other form.
  • Haack 'see Ogive described missiles with the least impedance by Wolfgang Haack.
  • polynomials of varying complexity are used to describe the nose geometry of fast missiles.
  • the object of the invention is to provide a supersonic missile or a method which has a reduced flow resistance during flight in
  • Another object of the invention is the stability of supersonic missiles, in particular of spin-stabilized projectiles, during flight in
  • the object is achieved according to the invention by the specific design of the nose geometry for supersonic missiles. This is reduced by the outer contour of the nose of the wave impedance in a flow around the supersonic body flow by a sequential sequence of oblique shock is induced, each of the oblique shocks is reduced by the expansion fan of the input pressure of a shock front of each subsequent shock.
  • This effect is caused by the fact that the outer contour of the nose is divided by at least two, but in particular 3, 4, 5 or more circumferential concave grooves in a corresponding number of sequentially successive truncated cones whose transitions are tangentially discontinuous and form convex peripheral edges.
  • a supersonic missile according to the invention or the method according to the invention will be described in more detail below with reference to exemplary embodiments shown schematically in the figures, wherein a spin-stabilized projectile of the caliber .50 or 12.7 mm serves as an example.
  • a spin-stabilized projectile of the caliber .50 or 12.7 mm serves as an example.
  • other calibers or stabilization methods according to the invention can also be realized. Show in detail
  • Fig.l the representation of a typical compression shocks for a projectile as a supersonic missile of the prior art; 2 shows the relationship between wedge angle and
  • Shock wave 3 shows the relationship between shock angle and
  • FIG. 1 illustrates a typical compression impact for a projectile 1 as a supersonic missile of the prior art.
  • Compression shock is shown in Fig. 1. Such wavefronts are typically through High speed photography made visible.
  • the wedge angle ⁇ ⁇ ⁇ of the projectile nose and the impact angle cpstos s of the compression wave are coupled to one another via the Mach number.
  • Figure 2 illustrates the relationship between wedge angle cp Ke ii and shock angle c stos s in supersonic flight with slanted shock wave. This relationship has been described by Ludwig Prandtl and is shown in FIG. 2 in the form of a diagram. Thereafter, the angle cpstos s of the oblique compression impact depends only on the wedge angle ⁇ ⁇ of a missile and the Mach number. Projectiles become slower in flight, so that the angle cpstos s of the shock front always grows and merges into a detached head wave. Projectiles with different wedge angles ⁇ ⁇ pass through the diagram on different trajectories. In Fig. 2 projectiles are entered by way of example with 20 ° and with 5 ° wedge half-angle.
  • FIG. 3 shows the relationship between shock angle and pressure jump in the shock wave in diagram representation for different Mach numbers.
  • the pressure jump is always maximum here, which causes the highest characteristic impedance.
  • the nose contour of the missile is provided with a number of circumferential flutes, which separates the basic shape of the nose into sub-segments whose transitions are discontinuous Have tangents.
  • Each segment is formed by a truncated cone with a concave outer contour.
  • the transition between two concave truncated cones is tangentially discontinuous and locally forms a convex shape or a convex edge.
  • Supersonic missile 1 according to the prior art and an embodiment of an inventive supersonic missile 1 ⁇ with inventive modification of the nose geometry with on the lateral surface of the bow or the nose radially circumferential sequential concave fillets ai, a 2 , a.3, a 4 , as and tangential discontinuous convex transitions between adjacent grooves.
  • the groove-shaped depressions formed on the lateral surface of the nose or bow region thus adjoin one another continuously, the transitions being defined by edges.
  • an aerodynamically effective region results, with division of the flowing flow caused by a series of edge-and-groove combinations, into a sequential series of oblique impacts.
  • Figs. 4a-b of a conventional projectile 1 and a projectile 1 according to the invention with ⁇ nose geometry The basic shape of the nose of the bullet according to the prior art is in this case an ogive with a rounded tip.
  • the nose has a large wedge angle cpi and forms a shock wave as shown in FIG. 1 in the supersonic range.
  • Fig. 4b the basic shape of the nose is modified by circumferential grooves ai, a 2 , a 4 , a 5 , the transitions of discontinuous edges ki, k 2 , k 3 , k 4 , k 5 form.
  • the tip is in turn rounded.
  • the Nose of the projectile 1 ⁇ now consists of a sequence of truncated cones with a concave wall whose transitions form tangentially discontinuous convex shapes.
  • the projectile 1 ⁇ was provided with five flutes ai, a 2 , a.3, a 4 , as, which are generated from arcs of radius ri to r 5 .
  • the contour of the groove can also be represented in other ways, such as by a concave polygon.
  • the transitions between the truncated cones form convex edges ki to k 5 .
  • the first wedge angle of the nose is reduced to cp 2 . Therefore, the first shock front according to FIG. 2 and FIG.
  • the number of flutes ai, a 2 , a.3, a 4 as can be selected depending on the geometry, such as caliber and projectile length, and purpose and in particular 2, 3, 4 or 5, the length and the on the nose attributable proportion are mostly due to aerodynamic and stabilization reasons.
  • FIG. 5 illustrates the sequential complex shock system for the embodiment of an inventive supersonic missile 1 ⁇ with alternately oblique shock waves and expansion shelves.
  • Fig. 5 shows a skew (s) in each concave hollow surface of the five individual truncated cones, followed by an expansion fan (x) at the discontinuous transition edge.
  • the five conical surfaces have an aerodynamic effect
  • Figure 6 illustrates the dynamics of the resistance forces of sequential groove segments for adjustment of the main axis against the trajectory tangent for the embodiment of an inventive supersonic missile 1 ⁇ and the resulting stabilization effects.
  • the partial surfaces of the truncated cones act aerodynamically separately.
  • the point of application and effective direction of the air forces of the individual partial surfaces move out of the projectile axis and cause destabilizing and stabilizing torques with respect to the center of gravity SP of the projectile or supersonic missile 1 ⁇ . This principle is shown in FIG.
  • the projectile axis is deflected by a small angle dcp with respect to the trajectory tangent.
  • This deflection causes an asymmetric pressure distribution on the faces (1) to (5) of the nose, whereby their air forces are eccentric and generate torques with respect to the center of gravity SP.
  • the air forces of the partial surfaces (1) and (2) have a destabilizing effect here and increase the angle of attack, while the air forces of the partial surfaces (3) to (5) have a stabilizing effect and reduce the angle of attack.
  • This principle works in a similar way to shoulder stabilization Shot with a blunt nose, where the "shoulder function" is fulfilled here by the rear part cone surfaces.
  • the aerodynamically effective modification of the nose according to the invention reduce the characteristic impedance, on the other hand increase the stability of a projectile for small deflections.
  • the aerodynamically improved nose geometry can also be used in supersonic aircraft and rockets.

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Abstract

Bei einem Überschallflugkörper (1'), insbesondere einem drallstabilisierten Geschoss, mit einer eine Außenkontur und eine Spitze aufweisende Nase wird die Aussenkontur der Nase durch wenigstens zwei umlaufende konkave Hohlkehlen (a1, a2, a3, a4, a5) in wenigstens zwei sequentiell aufeinanderfolgende Kegelstümpfe gegliedert ist, wobei deren Übergänge tangential unstetig verlaufen und konvexe umlaufende Kanten (k1, k2, k3, k4, k5) bilden. Hierdurch wird in einer den Überschallkörper (1') umströmenden Strömung eine sequentielle Folge von schiefen Stößen induziert, so dass der Eingangsdruck jeder nachfolgenden Stossfront durch einen Expansionsfächer reduziert wurde.

Description

Überschallflugkörper und Verfahren zur Verringerung des Wellenwiderstandes eines solchen
Überschallflugkörpers Die Erfindung betrifft einen Überschallflugkörper nach dem Oberbegriff von Anspruch 1 sowie ein Verfahren zur Verringerung des Wellenwiderstandes eines solchen Überschallflugkörpers . Überschallflugkörper sind Flugzeuge, Raketen oder Projektile, z.B. aus Rohrwaffen verschossene, drallstabilisierte Geschosse, die schneller fliegen als der Schall und deshalb nach den Gesetzen der Gasdynamik in der Luft eine Stossfront ausbilden, die einen Wellenwiderstand verursacht. Bei hohen Geschwindigkeiten ist dieser Widerstand sehr groß, was die Reichweite von Geschossen mindert oder den Treibstoffbedarf von Flugzeugen und Raketen erhöht. Die Erfindung betrifft eine in Hinblick auf die Aerodynamik des überschallschnellen Fluges verbesserte Geometrie für den der Anströmung ausgesetzten Teil, d.h. der Nase bzw. dem Projektilbug solcher Überschallflugkörper .
Nachteilig bei allen Überschallflugkörpern ist der Verlust an kinetischer Energie durch den Wellenwiderstand, was Reichweite oder Zielwirkung reduziert. Entlang der Flugbahn wird der Überschallflugkörper bzw. das Geschoss durch Widerstandskräfte gebremst, die von seiner Form, seiner Querschnittsbelastung sowie von seiner Geschwindigkeit abhängen. Die Querschnittsbelastung bzw. die gewichtsabhängigen Einflüsse und der Luftwiderstandsbeiwert bzw. die formabhängigen Einflüsse werden dabei üblicherweise in Form des ballistischen Koeffizienten zusammengefasst . Eine Verbesserung von Reichweite bzw. Energie des Flugkörpers kann durch Erhöhung der Querschnittsbelastung oder durch Verbesserung der Form erreicht werden. Für eine hohe Reichweite werden daher viele Geschosse möglichst schlank gebaut und durch Drall stabilisiert. Nachteilig bei einer solchen schlanken Form ist ein zunehmender Abstand zwischen dem Schwerpunkt des Geschosses und dem Druckpunkt der aerodynamischen Kräfte, was die Flugstabilität verschlechtert. Der Erhöhung der Querschnittsbelastung durch Verlängerung des Flugkörpers sind daher aus
Stabilitätsgründen Grenzen gesetzt, die bei drallstabilisierten Projektilen üblicherweise im Bereich von ca. fünf bis sieben Kaliberlängen liegen. Eine Verbesserung kann daher vorwiegend durch Optimierung des Luftwiderstandsbeiwertes, d.h. der strömungstechnischen bzw. aerodynamischen Eigenschaften erreicht werden.
In diesem Zusammenhang können die aerodynamisch wirksamen Einflüsse wie folgt aufgeteilt werden:
• Im vorderen Bugbereich des Projektils wirken hauptsächlich Formwiderstandskräfte aus Staudruck und Wellenwiderstand . · Im mittleren zylindrisch geformten Bereich des Projektils wirken hauptsächlich Reibungskräfte aus der turbulenten Grenzschicht.
• Im hinteren Heckbereich wirken hauptsächlich Kräfte aus der Drucksenkung im Totwasser der stumpfen Basis des
Proj ektils . Um eine grosse Reichweite zu erzielen, muss der Flugkörper bzw. das Projektil eine hohe Anfangsgeschwindigkeit besitzen, vorzugsweise Überschallgeschwindigkeit, und die Widerstandskräfte müssen möglichst gering gehalten werden, um den Energieverlust des Projektils entlang seiner Flugbahn zu minimieren. Hierzu wird der Bug des Projektils typischerweise widerstandsoptimiert geformt, vorzugsweise als Ogive, und das Heck als sog. „Bootsheck" etwas eingezogen, was den Wirkungsquerschnitt der Drucksenkung an der Basis des Projektils reduziert.
Bekannte Projektile weisen als Gestaltungsform der Nase bzw. des Bugs rotationssymmetrische Kegelformen auf, deren generierende Kurve eine Gerade ist (einfacher Kreiskegel) , ein Polygon (Doppel- und Mehrfachkegel) , ein Kreisabschnitt (Ogiven, Tangentenogive, Sekantenogive) oder eine sonstige Form. So wurden Flugkörper mit geringstem Wellenwiderstand durch Wolfgang Haack beschrieben (Haack 'sehe Ogive), daneben kommen Polynome unterschiedlicher Komplexität zum Einsatz, um die Nasengeometrie von schnellen Flugkörpern zu beschreiben .
Aufgabe der Erfindung ist es, einen Überschallflugkörper bzw. ein Verfahren bereitzustellen, welches einen verringerten Strömungswiderstand beim Flug im
Überschallbereich aufweist.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, die Stabilität von Überschallflugkörpern, insbesondere von drallstabilisierten Geschossen, beim Flug im
Überschallbereich zu verbessern. Die Aufgabe wird erfindungsgemäss durch die spezifische Gestaltung der Nasengeometrie für Überschallflugkörper gelöst. Hierbei wird durch die Aussenkontur der Nase der Wellenwiderstandes in einer den Überschallkörper umströmenden Strömung reduziert, indem eine sequentielle Folge von schiefen Stößen induziert wird, wobei bei jedem der schiefen Stöße durch dessen Expansionsfächer der Eingangsdruck einer Stossfront des jeweils nachfolgenden Stoßes reduziert wird. Dieser Effekt wird dadurch bewirkt, dass die Aussenkontur der Nase durch wenigstens zwei, insbesondere aber 3, 4, 5 oder mehr umlaufende konkave Hohlkehlen in entsprechend viele sequentiell aufeinanderfolgende Kegelstümpfe gegliedert ist, deren Übergänge tangential unstetig verlaufen und konvexe umlaufende Kanten bilden.
Ein erfindungsgemässer Überschallflugkörper bzw. das erfindungsgemässe Verfahren werden nachfolgend anhand von in den Figuren schematisch dargestellten Ausführungsbeispielen rein beispielhaft näher beschrieben oder erläutert, wobei ein drallstabilisiertes Geschoß des Kalibers .50 bzw. 12,7 mm als Beispiel dient. Es sind jedoch auch andere Kaliber oder Stabilisierungsverfahren erfindungsgemäss realisierbar. Im einzelnen zeigen
Fig.l die Darstellung eines typischen Verdichtungsstoße für ein Geschoss als Überschallflugkörper des Stands der Technik; Fig.2 den Zusammenhang zwischen Keilwinkel und
Stosswinkel beim Überschallflug mit schiefer
Stosswelle ; Fig.3 den Zusammenhang zwischen Stosswinkel und
Drucksprung in der Stosswelle;
Fig.4a-b die Darstellung eines Überschallflugkörpers nach dem Stand der Technik und eines
Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen
Überschallflugkörpers ;
Fig.5 die Darstellung von Verdichtungsstößen und
Expansionsfächern für das Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen Überschallflugkörpers und
Fig.6 die Darstellung der Stabilisierungseffekte bei
Anstellung der Hauptachse für das
Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen
Überschallflugkörpers .
Fig.l veranschaulicht einen typischen Verdichtungsstoss für ein Geschoss 1 als Überschallflugkörper des Stands der Technik.
Aus der Gasdynamik ist bekannt, dass der Drucksprung in einem schiefen Verdichtungsstoss geringer ausfällt als in einem geraden Stoss, und dass der Wellenwiderstand eines keilförmigen Strömungskörpers bei abgelöster Kopfwelle zunimmt. Abgelöste Kopfwellen treten bei
Überschallproj ektilen auf, wenn deren Nase wie nach dem Stand der Technik flach oder abgerundet ausgeführt ist, oder wenn ihre Geschwindigkeit unter eine Schwelle sinkt. Die Stossfront eines typischen Geschosses 1 mit abgelöster Kopfwelle (KW) und der Welle des schiefen
Verdichtungsstosses (SVS) wird in Fig. 1 dargestellt. Solche Wellenfronten werden typischerweise durch Hochgeschwindigkeitsphotographie sichtbar gemacht. Der Keilwinkel φκθίΐ der Geschossnase und der Stosswinkel cpstos s der Verdichtungswelle sind miteinander über die Machzahl gekoppelt .
Fig.2 veranschaulicht den Zusammenhang zwischen Keilwinkel cpKeii und Stosswinkel c stos s beim Überschallflug mit schiefer Stosswelle . Dieser Zusammenhang wurde von Ludwig Prandtl beschrieben und ist in Fig. 2 in Form eines Diagramms dargestellt. Danach hängt der Winkel cpstos s des schiefen Verdichtungsstosses nur von dem Keilwinkel φκθίΐ eines Flugkörpers und der Machzahl ab. Geschosse werden im Flug stets langsamer, sodass der Winkel cpstos s der Stossfront stets wächst und in eine abgelöste Kopfwelle übergeht. Geschosse mit unterschiedlichem Keilwinkel φκθίΐ durchlaufen das Diagramm auf unterschiedlichen Traj ektorien . In Fig. 2 sind Geschosse mit 20° und mit 5° Keilhalbwinkel beispielhaft eingetragen.
Fig.3 zeigt den Zusammenhang zwischen Stosswinkel und Drucksprung in der Stosswelle in Diagrammdarstellung für unterschiedliche Machzahlen. Je höher der Drucksprung über dem Stoss, desto höher sind Strömungsverluste und Wellenwiderstand. Dargestellt sind die Trajektorien von Geschossen mit 20° und 5° Keilhalbwinkel, sowie die einer stumpfen Geometrie, welche eine abgelöste Kopfwelle ausbildet. Der Drucksprung ist hier immer maximal, was den höchsten Wellenwiderstand bedingt.
Aus der Gasdynamik ist bekannt, dass der Gesamtdruckverlust durch einen Verdichtungsstoss in etwa proportional mit der dritten Potenz des Drucksprungs zunimmt. Hinter einem einzigen Stoss ergibt sich deshalb ein grösserer Energieverlust und damit eine höhere Temperatur als hinter einer Kombination mehrerer Stösse von gleichem gesamten Drucksprung (vgl. bspw. Herbert Sigloch, „Technische Fluidmechanik" , Springer Verlag 2004, 4. Auflage, Seite 346) .
Aus der Gasdynamik ist weiterhin das Verhalten einer Überschallströmung an einer konvexen und konkaven Form bekannt. Typische Strömungsformen können bspw. mittels reibungsfreier und reibungsbehafteter Modellierung analysiert werden. So entsteht bei Umströmung einer konvexen Form ein typischer Expansionsfächer ( Prandtl-Meyer- Expansion) . Bei reibungsbehafteter Strömung kann eine turbulente Grenzschicht nach der Umströmung wieder laminar werden, was die Reibungsverluste mindert. Bei Umströmung einer konkaven Form mit der Ausbildung eines schiefen Stosses entwickelt sich bei reibungsbehafteter Strömung ein komplexes Stoss-System aus mehreren schwachen Stössen, die sich zu einem gemeinsamen Stoss überlagern. Entsprechende Darstellungen können z.B. Carsten D. Herrmann, „Experimentelle Untersuchung der Innenverdichtung eines Hyperschalltriebwerkeinlaufs mit Überschalldurchströmung" , Cuvillier Verlag, Göttingen 2007, Seiten 10 und 11 entnommen werden.
Erfindungsgemäss wird der Wellenwiderstand von
Uberschallflugkörpern verändert, indem anstelle einer einzigen Stossfront eine sequentielle Folge von schiefen Stössen und Expansionsfächern in die Strömung induziert wird. Hierzu wird die Nasenkontur des Flugkörpers mit einer Anzahl umlaufender Hohlkehlen versehen, welche die Grundform der Nase in Teilsegmente trennt, deren Übergänge unstetige Tangenten aufweisen. Jedes Segment wird durch einen Kegelstumpf mit konkaver Aussenkontur gebildet. Der Übergang zwischen zwei konkaven Kegelstümpfen ist tangential unstetig und bildet lokal eine konvexe Form oder eine konvexe Kante aus .
Die Fig.4a-b zeigen die Darstellung eines
Überschallflugkörpers 1 nach dem Stand der Technik und eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemässen Überschallflugkörpers 1λ mit erfindungsgemässer Modifikation der Nasengeometrie mit auf der Mantelfläche des Bugs bzw. der Nase radial umlaufenden sequentiellen konkaven Hohlkehlen ai , a2 , a.3, a4, as und tangential unstetigen konvexen Übergängen zwischen benachbarten Hohlkehlen. Die rinnenförmigen, auf der Mantelfläche des Nasen- bzw. Bugbereichs ausgeformten Vertiefungen schließen somit kontinuierlich aneinander an, wobei die Übergänge durch Kanten definiert werden. Insgesamt ergibt sich ein aerodynamisch wirksamer Bereich mit durch eine Folge von Hohlkehl-Kanten-Kombinationen bewirkter Aufteilung der umströmenden Strömung in eine sequentielle Folge von schiefen Stößen.
Das Prinzip dieser Geometriemodifikation zeigen Fig. 4a-b für ein herkömmliches Geschoss 1 und ein Geschoss 1 λ mit erfindungsgemässer Nasengeometrie. Die Grundform der Nase des Geschosses nach dem Stand der Technik ist hierbei eine Ogive mit abgerundeter Spitze. Die Nase hat einen grossen Keilwinkel cpi und bildet im Überschallbereich eine wie in Fig. 1 gezeigte Stosswelle aus. In Fig. 4b wird die Grundform der Nase durch umlaufende Hohlkehlen ai , a2 , a4, a5 modifiziert, deren Übergänge unstetige Kanten ki , k2, k3, k4, k5 ausbilden. Die Spitze ist wiederum abgerundet. Die Nase des Geschosses 1 λ besteht nun aus einer Sequenz von Kegelstümpfen mit einer konkaven Wand, deren Übergänge tangential unstetige konvexe Formen ausbilden. Beispielhaft wurde das Geschoss 1 λ mit fünf Hohlkehlen ai, a2, a.3, a4, as versehen, die aus Kreisbögen mit Radius ri bis r5 generiert werden. Die Kontur der Hohlkehle kann jedoch auch auf andere Weise, wie z.B. durch ein konkaves Polygon dargestellt werden. Die Übergänge zwischen den Kegelstümpfen bilden konvexe Kanten ki bis k5 aus. Durch die erste Hohlkehle wird der erste Keilwinkel der Nase auf cp2 verkleinert. Deshalb folgt die erste Stossfront gemäss Fig. 2 und Fig. 3 einer Trajektorie mit vermindertem Wellenwiderstand. Die Zahl der Hohlkehlen ai, a2, a.3, a4, as kann je nach Geometrie, wie z.B. Kaliber und Geschosslänge, und Einsatzzweck gewählt werden und insbesondere 2, 3, 4 oder 5 betragen, wobei die Länge und der hiervon auf die Nase entfallende Anteil meist durch aerodynamische und Stabilisierungsgründe bedingt sind.
Fig.5 veranschaulicht das komplexe sequentielle Stoss-System für das Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen Überschallflugkörpers 1 λ mit abwechselnd schiefen Verdichtungsstößen und Expansionsfächern.
Die Modifikation der Nasenkontur verursacht ein komplexes sequentielles Stoss-System von mehreren aufeinanderfolgenden schiefen Verdichtungsstössen und Expansionsfächern. Fig. 5 zeigt einen schiefen Stoss (s) in jeder konkaven Hohlfläche der fünf einzelnen Kegelstümpfe, gefolgt von einem Expansionsfächer (x) an der unstetigen Übergangskante. Die fünf Kegelflächen wirken aerodynamisch mit
Widerstandskräften Fwl bis Fw5. Bei symmetrischer Anströmung wirken die Kräfte zentrisch und gegen die Flugrichtung entlang der Achse des Projektils. Die Strömung verläuft dann nicht mehr durch einen einzigen Stoss, sondern durch mehrere, wobei der Eingangsdruck jeder nachfolgenden Stossfront durch einen Expansionsfächer reduziert wurde. Dadurch wird die Druckkraft der Stossfront auf die Wand des Projektils reduziert, was den Wellenwiderstand vermindert.
Fig.6 verdeutlicht die Dynamik der Widerstandskräfte der sequentiellen Hohlkehlsegmente bei Anstellung der Hauptachse gegen die Flugbahntangente für das Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemässen Überschallflugkörpers 1 λ und die daraus resultierenden Stabilisierungseffekte . Bei Geschossen und Projektilen, die durch Drall stabilisiert werden, wirken die Teilflächen der Kegelstümpfe aerodynamisch separat. Bei einer Anstellung der Geschossachse gegen die Flugbahn wandern Angriffspunkt und Wirkrichtung der Luftkräfte der einzelnen Teilflächen aus der Geschossachse heraus und bewirken destabilisierende und stabilisierende Drehmomente in Bezug auf den Schwerpunkt SP des Projektils bzw. Überschallflugkörpers 1λ. Dieses Prinzip ist in Figur 7 dargestellt. In diesem Beispiel ist die Geschoßachse um einen kleinen Winkel dcp gegenüber der Flugbahntangente ausgelenkt. Diese Auslenkung bewirkt eine asymmetrische Druckverteilung an den Teilflächen (1) bis (5) der Nase, wodurch deren Luftkräfte exzentrisch werden und Drehmomente bezüglich des Schwerpunktes SP erzeugen. Die Luftkräfte der Teilflächen (1) und (2) wirken hier destabilisierend und erhöhen den Anstellwinkel, die Luftkräfte der Teilflächen (3) bis (5) wirken hingegen stabilisierend und vermindern den Anstellwinkel. Dieses Prinzip wirkt ähnlich wie die Schulterstabilisierung bei Geschossen mit stumpfer Nase, wobei die „Schulterfunktion" hier durch die hinteren Teilkegelflächen erfüllt wird.
Bei richtiger Aufteilung der Teilkegelflächen kann die aerodynamisch wirksame Modifikation der Nase erfindungsgemäss zum einen den Wellenwiderstand mindern, zum anderen die Stabilität eines Projektils für kleine Auslenkungen erhöhen. Die aerodynamisch verbesserte Geometrie der Nase ist hierbei auch bei Überschallflugzeugen und Raketen einsetzbar.

Claims

PATENTA S PRÜCHE
1. Überschallflugkörper (1'), insbesondere
drallstabilisiertes Geschoss, mit einer eine Außenkontur und eine Spitze aufweisende Nase,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Aussenkontur der Nase durch wenigstens zwei umlaufende konkave Hohlkehlen ( ai , a2 , a3, a4 , as) in wenigstens zwei
sequentiell aufeinanderfolgende Kegelstümpfe gegliedert ist, deren Übergänge tangential unstetig verlaufen und konvexe umlaufende Kanten (ki, k2, k3, k4, k5) bilden.
2. Überschallflugkörper (1') nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die umlaufenden Hohlkehlen ( ai , a2 , a3, a4 , a5) durch Kreisbögen, insbesondere mit unterschiedlichen Radien, definiert sind.
3. Überschallflugkörper (1') nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die umlaufenden Hohlkehlen ( ai , a2 , a3, a4 , as) durch Polygone definiert sind.
4. Überschallflugkörper (1') nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die umlaufenden konvexen Kanten (ki, k2, k3, k4, k5) leicht abgerundet sind.
5. Überschallflugkörper (1') nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass
der halbe Keilwinkel der der Spitze der Nase am nächsten liegenden Hohlkehle ( ai ) kleiner ist als 10 Grad.
6. Überschallflugkörper (1') nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Zahl der Hohlkehlen (ai, a2, a.3, a4, a5) 3, 4 oder 5 beträgt.
7. Verfahren zur Verringerung des Wellenwiderstandes eines Überschallflugkörper (1'), insbesondere eines
drallstabilisierten Geschosses, mit einer eine Außenkontur und eine Spitze aufweisende Nase,
dadurch gekennzeichnet, dass
in einer den Überschallflugkörper (1') umströmenden Strömung durch die Aussenkontur der Nase eine sequentielle Folge von schiefen Stößen induziert wird.
8. Verfahren nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, dass
bei jedem der schiefen Stöße durch dessen Expansionsfächer der Eingangsdruck einer Stossfront des jeweils nachfolgenden Stoßes reduziert wird.
9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Aussenkontur der Nase durch wenigstens zwei umlaufende konkave Hohlkehlen (ai, a2, a.3, a4, as) in wenigstens zwei sequentiell aufeinanderfolgende Kegelstümpfe gegliedert ist, deren Übergänge tangential unstetig verlaufen und konvexe umlaufende Kanten (ki, k2, k3, k4, k5) bilden.
PCT/EP2015/058904 2014-04-25 2015-04-24 Überschallflugkörper und verfahren zur verringerung des wellenwiderstandes eines solchen überschallflugkörpers WO2015162254A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH00634/14 2014-04-25
CH00634/14A CH709564A2 (de) 2014-04-25 2014-04-25 Aerodynamisch verbesserte Geometrie der Nase von Überschallflugkörpern.

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Publication Number Publication Date
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019092182A1 (de) * 2017-11-10 2019-05-16 Johann Fimbinger Geschoss für schusswaffen
CN111609758A (zh) * 2020-04-30 2020-09-01 南京理工大学 一种控制冲压加速器内爆轰稳定的弹丸结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB185902271A (de) * 1859-10-06 1860-03-30 Gustavus Adolphus Smith
US1107948A (en) * 1914-02-24 1914-08-18 Union Metallic Cartridge Co Mushroom-bullet.
GB128248A (en) * 1917-06-30 1919-06-26 Norton Byers Taylor Improvements in and relating to Armor Piercing Projectiles.
FR848996A (fr) * 1938-09-15 1939-11-09 Profil de carène aérodynamique et hydrodynamique à dépression à surface de frottement réduit
US3282216A (en) * 1962-01-30 1966-11-01 Clifford T Calfee Nose cone and tail structures for an air vehicle
DE202004015192U1 (de) * 2004-09-30 2005-01-05 Mayerl, Michael W. Geschoss für Handfeuerwaffen
EP2053342A1 (de) * 2006-04-27 2009-04-29 Andrey Albertovich Polovnev Kavitationskern

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB185902271A (de) * 1859-10-06 1860-03-30 Gustavus Adolphus Smith
US1107948A (en) * 1914-02-24 1914-08-18 Union Metallic Cartridge Co Mushroom-bullet.
GB128248A (en) * 1917-06-30 1919-06-26 Norton Byers Taylor Improvements in and relating to Armor Piercing Projectiles.
FR848996A (fr) * 1938-09-15 1939-11-09 Profil de carène aérodynamique et hydrodynamique à dépression à surface de frottement réduit
US3282216A (en) * 1962-01-30 1966-11-01 Clifford T Calfee Nose cone and tail structures for an air vehicle
DE202004015192U1 (de) * 2004-09-30 2005-01-05 Mayerl, Michael W. Geschoss für Handfeuerwaffen
EP2053342A1 (de) * 2006-04-27 2009-04-29 Andrey Albertovich Polovnev Kavitationskern

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019092182A1 (de) * 2017-11-10 2019-05-16 Johann Fimbinger Geschoss für schusswaffen
US11118879B2 (en) 2017-11-10 2021-09-14 Johann Fimbinger Projectile for firearms
AU2018365320B2 (en) * 2017-11-10 2023-03-30 Johann Fimbinger Projectile for firearms
CN111609758A (zh) * 2020-04-30 2020-09-01 南京理工大学 一种控制冲压加速器内爆轰稳定的弹丸结构

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