DE1122838B - Spoiler for controlling aircraft with supersonic speed - Google Patents

Description

Spoiler zur Steuerung von Luftfahrzeugen mit Überschallgeschwindigkeit Für mit Unterschallgeschwindigkeit angeströmte Spoiler ist es bekannt, dieselben mit einem Schlitz zu versehen, durch welche die Luft zum Auffüllen des Raumes hinter den Spoilern hindurchtritt. Diese Ausbildung hat nur Bedeutung für Unterschallströmungen.Spoiler for controlling aircraft at supersonic speed The same is known for spoilers streamed against at subsonic speeds to be provided with a slot through which the air to fill the space behind passes through the spoilers. This training is only relevant for subsonic flows.

Die Erfindung betrifft Spoiler zur Steuerung von Luftfahrzeugen mit Überschallgeschwindigkeit.The invention relates to spoilers for controlling aircraft with Supersonic speed.

Es ist bekannt, Spoiler, die. mit Oberschallgeschwindigkeitangeströmt werden, mit Durchbrüchen zu versehen. Es ist beispielsweise vorgeschlagen worden, die Spoiler so auszubilden, daß das Unterdruckgebiet hinter dem Spoiler, welches in umgekehrtem Sinn wirkt wie das Überdruckgebiet vor dem ausgefahrenen Spoiler, möglichst vollständig abgebaut wird. Zu diesem Zweck sind die Spoiler gitterförmig ausgebildet oder aus Einzelblechen zusammengesetzt. Die Überlegungen, die zu diesen Ausführungsformen geführt haben, gehen von der Voraussetzung aus, daß sich vor dem Spoiler ein senkrechter Verdichtungsstoß ausbildet. Neuere Untersuchungen haben aber gezeigt, daß die an dem Spoiler entstehende Stoßfront infolge der sich durch den Spoiler keilförmig ausbildenden Grenzschicht schräg zur Anströmung verläuft und somit einen schrägen Verdichtungsstoß auf die anströmende Luft ausübt. Da der Drucksprung an einer schrägen Front wesentlich kleiner ist als an einer Front mit senkrechtem Stoß, ist die Wirkung eines solchen Spoilers im Überschall geringer, als an Hand der Berechnung in reibungsfreier Strömung zu erwarten ist.It is known spoilers that. streamed with upper sound velocity are to be provided with breakthroughs. For example, it has been suggested to train the spoiler so that the negative pressure area behind the spoiler, which in the opposite sense acts like the overpressure area in front of the extended spoiler, is dismantled as completely as possible. For this purpose, the spoilers are grid-shaped formed or composed of individual sheets. The considerations added to this Embodiments have resulted from the premise that before Spoiler forms a vertical shock wave. Recent researches have but shown that the shock front arising on the spoiler as a result of the the spoiler wedge-shaped forming boundary layer runs obliquely to the flow and thus exerts an oblique shock wave on the incoming air. Since the Pressure jump on a sloping front is much smaller than on a front with vertical impact, the effect of such a spoiler is less in the supersonic, than can be expected from the calculation in a frictionless flow.

Die Aufgabe der Erfindung ist es daher zu erreichen, daß sich vor dem Spoiler im Bereich der Wandnähe eine senkrechte Verdichtungsstoßfront ausbildet.The object of the invention is therefore to achieve that before the spoiler forms a vertical shock wave front near the wall.

Erfindungsgemäß wird ein Spoiler für überschallströmung so ausgebildet, daß die den Verdichtungsstoß beeinflussende, sich vor dem Spoiler ausbildende Grenzschicht abfließt. Vorzugsweise wird dies dadurch erreicht, daß der Spoiler so weit aus der Flugkörperwand herausgefahren wird, daß zwischen Flugkörper und Spoiler ein Schlitz entsteht, der ein Abfließen der Grenzschicht ermöglicht. Dieser Schlitz muß so breit sein, daß der Grenzschichtkeil vor dem Spoiler vollständig abfließen kann, damit die vor dem Spoiler liegende Verdichtungsstoßfront an der auf die Flugkörperwand auftreffenden Stelle möglichst senkrecht auf dieser steht, so daß in dem Bereich hinter der Front der einem senkrechten Verdichtungsstoß entsprechende Druck herrscht. Bei zu großer Schlitzbreite würde die vor dem Spoilerblech zur Strömung senkrecht verlaufende Stoßfront bereits wieder entsprechend der Geschwindigkeit nach hinten umgebogen und nur als schräger Verdichtungsstoß wirken. Außerdem würde die Angriffsfläche des erhöhten Druckes auf die Flugkörperwand verringert. Bei zu geringer Schlitzbreite dagegen kann die vor dem Spoiler aufgestaute Grenzschicht nicht vollständig abfließen, und der an dem Grenzschichtkeil liegende schräge Verdichtungsstoß bleibt erhalten. Um die optimale Wirkung zu erhalten, muß also für jede Ausführung die von der Spoilerhöhe, Reynoldszahl und Anströmgeschwindigkeit abhängige günstigste Schlitzbreite ermittelt werden. Sie kann etwa das Ein- bis Dreifache der Spoilerhöhe betragen.According to the invention, a spoiler for supersonic flow is designed in such a way that that the boundary layer which influences the shock wave and forms in front of the spoiler drains. Preferably this is achieved in that the spoiler so far from the Missile wall is extended that a slot between the missile and spoiler which allows the boundary layer to flow away. This slot must be so wide be that the boundary layer wedge can drain completely in front of the spoiler, so the front of the compression shock lying in front of the spoiler on the wall of the missile impinging point is as perpendicular as possible to this, so that in the area the pressure corresponding to a vertical shock wave prevails behind the front. If the slot width is too large, the front of the spoiler plate would be perpendicular to the flow running shock front already backwards again according to the speed bent and only act as an oblique shock wave. It would also be the target the increased pressure on the missile wall is reduced. If the slot width is too small on the other hand, the boundary layer that has built up in front of the spoiler cannot flow off completely, and the oblique shock wave lying on the boundary layer wedge is retained. In order to get the best effect, the spoiler height, Best slot width dependent on Reynolds number and flow velocity determined will. It can be about one to three times the height of the spoiler.

Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung weist der Spoiler im ausgefahrenen Zustand keinen Schlitz auf. Zum Absaugen der Grenzschicht ist die Flugkörperwand in der Nähe des Spoilers mit Löchern oder Schlitzen versehen, durch welche die sich vor dem Spoiler aufstauende Luft über Kanäle abfließen kann. Der Querschnitt dieser Kanäle hängt von der Spoilerhöhe, der Reynoldszahl und der Anströmgeschwindigkeit ab.In another embodiment of the invention, the spoiler in the extended state there is no slot. To suck off the boundary layer is the Holes or slits the missile wall near the spoiler which the air accumulating in front of the spoiler can flow away through ducts. Of the The cross-section of these channels depends on the spoiler height, the Reynolds number and the flow velocity away.

Es ist ein weiteres Merkmal der Erfindung, den Spoiler so am Flugkörper anzubringen, daß nur der durch den Stoß verursachte Überdruck, der in dem Bereich vor und teilweise hinter dem Spoiler herrscht, auf die Flugkörperwand einwirkt. Ein hinter dem Spoiler sich ausbildendes Unterdruckgebiet würde ein der Spoilerwirkung entgegenwirkendes Moment erzeugen und die durch die Erfindung gewonnene Erhöhung der Steuerwirkung wieder zunichte machen. Dies wird dadurch umgangen, daß der Spoiler an einer Stelle des Flugkörpers angeordnet ist, wo das Unterdruckgebiet keinen Angriffspunkt mehr am Flugkörper findet. Zweckmäßigerweise ist der Spoiler so weit vor der Hinterkante des jeweiligen Flugkörperteiles angeordnet, daß die hintere Begrenzung des Überdruckgebietes in der Hinterkante ausläuft.It is another feature of the invention to have the spoiler so on the missile to apply that only the overpressure caused by the impact is in the area prevails in front of and partly behind the spoiler, acts on the missile wall. A negative pressure area forming behind the spoiler would have a spoiler effect generate counteracting moment and the increase gained by the invention the tax effect again nullify. This is circumvented by using the spoiler is arranged at a point on the missile where the Low pressure area no longer finds a point of attack on the missile. The spoiler is useful so far in front of the trailing edge of the respective missile part that the rear boundary of the overpressure area runs out in the rear edge.

Der Erfindungsgedanke sowie einige Ausführungsbeispiele sind an Hand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigt Fig. 1 die Strömungsverhältnisse an einem Spoiler üblicher Bauart in Überschallströmung, Fig. 2 die Strömungsverhältnisse an einem Spoiler gemäß der Erfindung, Fig. 3 einen senkrecht aus der Fläche ausfahrenden Spoiler, Fig. 4 eine Bugsteuerung mit parallel zur Flügelfläche ausfahrenden Spoilern.The idea of the invention and some exemplary embodiments are on hand the drawings explained in more detail. It shows Fig. 1 the flow conditions on one Spoiler of conventional design in supersonic flow, Fig. 2 the flow conditions on a spoiler according to the invention, FIG. 3, one extending vertically from the surface Spoiler, FIG. 4 shows a bow control with spoilers extending parallel to the wing surface.

Bei der in Fig. 1 dargestellten Umströmung des Spoilers 6 mit Überschallgeschwindigkeit V bildet sich vor dem Spoiler ein Grenzschichtkeil 7 mit gegenüber dem Flugkörper 5 nahezu ruhender Luft, der auf die Anströmung wie ein Teil des Flugkörpers 5 wirkt. An der Stelle 13, an der der Grenzschichtkeil vorn am Flugkörper anliegt, bildet sich infolgedessen eine schräge Verdichtungsstoßfront 8 aus. Die aus dem Raum 9 entlang der Stromlinien 14 strömende Luft wird an der Stoßfront 8 abgelenkt und verdichtet, so daß sie im Raum 10 entlang der Außenkante des Grenzschichtkeils 7 mit verringerter Geschwindigkeit weiterströmt. An der Kante des Spoilers 6 expandiert die Strömung in den Raum 12, wie durch den Verdünnungsfächer 11 angedeutet ist.When the flow around the spoiler 6 at supersonic speed V shown in FIG. 1, a boundary layer wedge 7 is formed in front of the spoiler with air that is almost stationary with respect to the missile 5 and acts on the flow like a part of the missile 5. At the point 13 at which the boundary layer wedge rests at the front of the missile, an oblique compression shock front 8 is consequently formed. The air flowing out of the space 9 along the streamlines 14 is deflected and compressed at the impact front 8 , so that it continues to flow in the space 10 along the outer edge of the boundary layer wedge 7 at a reduced speed. At the edge of the spoiler 6, the flow expands into the space 12, as indicated by the dilution fan 11 .

Die Ausbildung eines Spoilers zur Erreichung eines senkrechten Verdichtungsstoßes ist in Fig. 2 schematisch dargestellt. Der Spoiler 16 ist so weit aus dem Schlitz 19 in der Flugkörperwand 15 herausgefahren, daß zwischen ihm und der Wand ein Spalt 7 vorhanden ist, durch welchen die Grenzschicht abfließen kann. Vor dem Spoiler bildet sich in einem von der Geschwindigkeit V abhängigen Abstand eine Stoßfront 18, die in dem Bereich vor dem Spoiler 16 zu diesem parallel und damit senkrecht zur Anströmrichtung V verläuft. Sie löst also einen senkrechten Verdichtungsstoß aus. Bei diesem Verlauf der Stoßfront 18 herrscht in dem dahinterliegenden Bereich 21 vor dem Spoiler 16 der höchste Druck, der sich durch einen senkrecht zur Strömung stehenden Körper bei der Geschwindigkeit V überhaupt erreichen läßt. Er ist wesentlich größer als bei einem schrägen Verdichtungsstoß nach Fig. 1. Der Bereich des hohen Druckes endet in einem Abstand hinter dem Spoiler 16, an dem sich Verdünnungsfächer 11 und 20 ausbilden. Das Unterdruckgebiet 12 hinter dem Spoiler würde eine der Steuerkraft entgegengesetzte Wirkung haben. Diese Wirkung wird jedoch dadurch ausgeschaltet, daß der Spoiler in solcher Entfernung vom Ende des Flugkörpers angeordnet ist, daß der Unterdruck keine Angriffsfläche am Flugkörper vorfindet. Die durch die Hinterkante des Flugkörpers gehende Linie des Verdünnungsfächers 20 deutet gerade die Ebene des statischen Druckes der ankommenden Strömung an.The formation of a spoiler to achieve a vertical shock wave is shown schematically in FIG. The spoiler 16 has moved so far out of the slot 19 in the missile wall 15 that there is a gap 7 between it and the wall through which the boundary layer can flow off. In front of the spoiler, at a distance dependent on the speed V, an impact front 18 forms, which runs parallel to the spoiler 16 in the area in front of the spoiler 16 and thus perpendicular to the direction of flow V. So it triggers a vertical shock wave. In this course of the shock front 18 , the area 21 behind it in front of the spoiler 16 has the highest pressure that can be achieved at speed V by a body perpendicular to the flow. It is significantly greater than in the case of an oblique compression shock according to FIG. 1. The area of high pressure ends at a distance behind the spoiler 16, at which dilution compartments 11 and 20 are formed. The negative pressure area 12 behind the spoiler would have an effect opposite to the control force. However, this effect is eliminated by the fact that the spoiler is arranged at such a distance from the end of the missile that the negative pressure does not find any contact surface on the missile. The line of the dilution fan 20 passing through the trailing edge of the missile just indicates the plane of the static pressure of the incoming flow.

Technische Ausführungen von Spoilern gemäß der Erfindung sind in Fig. 3 und 4 gezeigt. Der Spoiler 16 in Fig. 3 ist an senkrecht zur Flugkörperaußenfläche 15 verschiebbaren Halterungen 25 befestigt und kann in Pfeilrichtung in den Schlitz 19 in der Flugkörperwand 15 eingefahren werden. Der nicht dargestellte Betätigungsmechanismus ist so ausgelegt, daß der Spoiler 16 nur in den beiden Endstellungen, der ganz in den Schlitz 19 eingefahrenen und der dargestellten Ausfuhrstellung, die der Stellung nach Fig. 2 entspricht, stehenbleiben kann. Alle Zwischenstellungen, bei denen die zur Steuerwirkung günstigen Strömungsverhältnisse nicht vorhanden sind, werden beim Umschalten so schnell wie möglich durchfahren.Technical designs of spoilers according to the invention are shown in FIGS. The spoiler 16 in FIG. 3 is fastened to holders 25 which can be displaced perpendicular to the missile outer surface 15 and can be moved into the slot 19 in the missile wall 15 in the direction of the arrow. The actuating mechanism, not shown, is designed so that the spoiler 16 can only stop in the two end positions, the fully retracted into the slot 19 and the illustrated export position, which corresponds to the position according to FIG. All intermediate positions in which the flow conditions favorable to the control effect are not present are passed through as quickly as possible when switching.

Eine Spoilerausbildung, bei der diese Zwischenstellungen überhaupt nicht vorkommen, ist in Fig. 4 gezeigt. Der Spoiler ist im Rumpfbug untergebracht und dient zur Steuerung um die Querachse. Die in dem erfindungsgemäß günstigsten Abstand 17 von den Stabilisierungsflächen 31 angeordneten Spoiler 26 und 27 sind im Rumpfbug 30 gelagert und werden in Pfeilrichtung parallel zu den Stabilisierungsflächen 31 in den Rumpfbug 30 eingefahren bzw. ausgefahren. Die Spoiler 26 dienen zur Tiefensteuerung, während ein Hochkommando durch Spoiler 27 unter den Flächen 31 bewirkt wird. Bei dieser Spoilerausbildung sind auch Zwischenstellungen möglich, so daß kontinuierlich jedes Steuermoment zwischen den beiden Maximalmomenten nach oben und unten, wo die Spoiler jeweils am Anschlag sind, erzeugt werden kann.A spoiler design in which these intermediate positions do not occur at all is shown in FIG. 4. The spoiler is housed in the nose of the fuselage and is used for steering around the transverse axis. The spoilers 26 and 27 arranged at the most favorable distance 17 from the stabilizing surfaces 31 according to the invention are mounted in the bow 30 and are retracted or extended into the bow 30 in the direction of the arrow parallel to the stabilizing surfaces 31. The spoilers 26 are used for depth control, while a high command is effected by spoilers 27 under the surfaces 31 . With this spoiler design, intermediate positions are also possible, so that each control torque between the two maximum torques up and down, where the spoilers are in each case at the stop, can be generated continuously.

Claims (7)

PATENTANSPRÜCHE: 1. Spoiler zur Steuerung von Luftfahrzeugen mit Überschallgeschwindigkeit, gekennzeichnet durch solche Ausbildung, daß die den Verdichtungsstoß (8, 18) beeinflussende, sich vor dem Spoiler (6, 16) ausbildende Grenzschicht (7) abfließt. PATENT CLAIMS: 1. Spoiler for controlling aircraft at supersonic speed, characterized by such a design that the boundary layer (7) which influences the compression shock (8, 18) and forms in front of the spoiler (6, 16) flows away. 2. Spoiler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im ausgefahrenen Zustand zwischen dem Spoiler und der Wand ein zum Abfließen der Grenzschicht ausreichender Abstand (17) vorhanden ist. 2. Spoiler according to claim 1, characterized in that in the extended state between the spoiler and the wall there is a distance (17) sufficient for the boundary layer to flow away. 3. Spoiler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand (17) zwischen Spoiler (16) und Flugkörperwand (15) so bemessen ist, daß sich vor dem Spoiler bei der ausgelegten Machzahl und Reynoldszahl ein senkrechter Verdichtungsstoß ausbildet, dessen Stoßfront (18) im Berührungspunkt nahezu senkrecht auf der Flugkörperwand (15) steht. 3. Spoiler according to claim 2, characterized in that the distance (17) between the spoiler (16) and missile wall (15) is dimensioned so that a vertical compression shock is formed in front of the spoiler at the designed Mach number and Reynolds number, the shock front (18 ) is almost perpendicular to the missile wall (15) at the point of contact. 4. Spoiler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Spoiler nahe der Hinterkante der von ihm beeinflußten Wand angeordnet ist. 4. Spoiler according to one of the preceding claims, characterized in that the spoiler is located near the rear edge of the wall it affects. 5. Spoiler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand von der Hinterkante gleich der Tiefe des Überdruckgebietes hinter dem Spoiler ist. 5. Spoiler according to claim 4, characterized in that the distance from the rear edge is equal to the depth of the overpressure area behind the spoiler. 6. Spoiler nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß er parallel oder nahezu parallel zu der zu beeinflussenden Wand aus einem anderen Flugkörperteil ausfahrbar ist. 6. Spoiler according to claim 1 to 5, characterized in that it is parallel or almost parallel to the to influencing wall is extendable from another missile part. 7. Spoiler nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß er auf beliebige Zwischenstellungen ausfahrbar ist.7. spoilers according to claim 6, characterized in that it is in any intermediate position is extendable.