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Aerodynamisch lenkbarer, rückstoßgetriebener Flugkörper Die Erfindung
bezieht sich auf aerodynamisch lenkbare Flugkörper mit mindestens einem nicht regelbaren
Rückstoßtriebwerk, dessen Brennzeit mit der Flugzeit annähernd übereinstimmt. Ein
derartiges Triebwerk liefert in der Regel einen konstanten Schub.
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Flugkörper der genannten Art dienen in der Regel zum Befördern einer
Nutzlast von einem Startort in ein Ziel, dessen Standort sich zudem während des
Anfluges des Flugkörpers noch ändern kann. Die Flugbahn eines derartigen Flugkörpers
ist hierbei durch geeignete Maßnahmen, beispielsweise durch Lenkkommandogabe, auf
Zielkurs zu halten.
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Soll z. B. von dem Flugkörper ein relativ weit entferntes Ziel erreicht
werden, so ist erfahrungsgemäß auch bei hoher Fluggeschwindigkeit genügend Zeit
vorhanden, den Flugkörper ins Ziel zu lenken.
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Beim Anflug desselben Flugkörpers auf ein verhältnismäßig nahes Ziel
ist dagegen hierfür die Zeit zu kurz. Die von einem Lenkschützen benötigte Zeit,
den Flugkörper nach dem Start unter Kontrolle zu bekommen und auf Zielkurs zu halten,
kann hier nur durch Verringerung der Fluggeschwindig des Flugkörpers geschaffen
werden.
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Bei bekannten Flugkörpern wird dies durch eine Vergrößerung der zur
Auftriebserzeugung und Steuerung notwendigen aerodynamischen Flächen erreicht. Diese
müssen bekanntlich bei sonst gleichen Verhältnissen um so größer sein, je geringer
die Fluggeschwindigkeit eines Flugkörpers ist. Durch eine Vergrößerung der aerodynamischen
Flächen werden aber Handlichkeit, Transport und Lagerung derartiger Flugkörper wesentlich
erschwert.
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Weiterhin ist es bekannt, die Fluggeschwindigkeit durch einen großen
Anstellwinkel des fliegenden Flugkörpers gegenüber der Horizontalen klein zu halten.
Ein großer Anstellwinkel bedeutet aber in der Regel ausgelenkte Steuerflächen und
damit verringerte oder gar fehlende Steuerbarkeit.
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Infolge der aufgezeigten Schwierigkeiten sind daher die bekannten
Flugkörper der hier in Betracht zu ziehenden Art für bestimmte Entfernungsbereiche
ausgelegt, d. h., für Nahziele sind andere Flugkörper einzusetzen als für Fernziele.
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Zwar kann ein für Nahziele ausgelegter und Jemensprechend langsam
fliegender Flugkörper auch für Fernziele eingesetzt werden. Er ist aber dann wegen
seiner langen Flugzeit der Beeinflussung Dritter in hohem Maße ausgesetzt und kann
unter anderem leicht aus seiner Bahn gebracht werden. Auch kann sich ein bewegliches
Ziel leicht aus dem Lenk- bzw. Treffbereich eines relativ langsam anfliegenden Flugkörpers
entfernen. Umgekehrt dagegen ist es nicht möglich, einen für ferne Ziele geeigneten
und daher schnell fliegenden Flugkörper sicher auf Nahziele zu lenken, da die zur
Korrektur der Flugbahn erforderliche Zeit nicht zur Verfügung steht.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen sogenannten Mehrbereichflugkörper
zu realisieren, der gleich gut für Langsam- und Schnellflug geeignet und entsprechend
seiner Einsatzfähigkeit für Nah-und Fernziele in beiden Bereichen annähernd gleich
gut steuerbar ist.
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Die Lösung dieser Aufgabe wird bei einem aerodynamisch lenkbaren Flugkörper
mit mindestens einem nicht regelbaren Rückstoßtriebwerk, dessen Brennzeit mit der
Flugzeit annähernd übereinstimmt, nach der Erfindung dadurch erreicht, daß auch
bei Horizontalflug das wesentliche auftrieberzeugende Mittel das vortrieberzeugende
Triebwerk mit seiner Düse ist, deren Schubwirkungslinie die Flugkörperlängsachse
außerhalb des von der Wanderung des Flugkörperschwenkpunkts beim Abbrennen des Treibsatzes
betroffenen Bereichs, und zwar vorzugsweise in Richtung der Flugkörperspitze vor
diesem Bereich, von unten her schneidet. Hierbei ist die Neigung der Schubdüse gegenüber
der Flugkörperlängsachse bzw. gegenüber einer Horizontalen, d. h. unter Berücksichtigung
des Anstellwinkels des Flugkörpers, jeweils so zu bemessen, daß die vertikale Komponente
der Schubkraft zusammen mit der Auftriebskraft der aerodynamischen Flächen der am
Flugkörper angreifenden Schwerkraft entspricht. Es ist dabei belanglos, aus wieviel
Teilschüben sich die auftrieberzeugende Schubkomponente zusammensetzt.
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Derartige Flugkörper benötigen somit - insbesondere bei relativ kleinen
Fluggeschwindigkeiten, wo es sich als wesentlicher Vorteil erweist, daß die auftrieberzeugende
Schubkomponente staudruckunabhängig ist - nur einen Teil der sonst bei aerodynamischen
Flugkörpern notwendigen auftrieberzeugenden
Flächen und sind wie
allein von aerodynamischen Kräften getragene Flugkörper ebenfalls für Horizontalflug
geeignet.
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Zwar sind Flugkörper bekannt, die neben einem in Flugkörperlängsachse
schiebenden Marschtriebwerk noch zusätzlich ein sogenanntes Starttriebwerk mit einer
schräg zur Flugkörperachse schiebenden Düse aufweisen. Hier schneidet zwar die Schubwirkungslinie
des zusätzlichen Triebwerks, das nur während eines Teiles der Flugzeit Schub abgibt
und lediglich als Starthilfe dient, die Flugkörperlängsachse, aber jeweils im Schwerpunkt
des Flugkörpers.
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Diese Ausbildung von Flugkörpern hat also mit der Aufgabe der Erfindung
nichts gemein.
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Ein nach der Erfindung ausgebildeter Flugkörper kann während seiner
gesamten Flugzeit auf seinem Schubstrahl reitend fliegen, ohne daß große aerodynamische
Flächen für die Auftrieberzeugung erforderlich sind, und ohne daß bei einer gegebenen
aerodynamischen Fläche und einer gegebenen Fluggeschwindigkeit zur Erzeugung des
benötigten Auftriebs der Anstellwinkel des Flugkörpers durch ausgelenkte Steuerflächen
vergrößert werden muß, da das während des gesamten Fluges schuberzeugende Triebwerk
neben dem Vortrieb gleichzeitig einen wesentlichen Teil des Auftriebes liefert.
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Bei Verwendung eines Triebwerks mit während der Brennzeit geeignet
ansteigender Schubleistung würde ein derartiger Flugkörper eine mit der Flugzeit
zunehmende Fluggeschwindigkeit aufweisen, also im Nahbereich genügend langsam sein,
ohne an Steuerfähigkeit einzubüßen und im Fernbereich genügend schnell, um gegenüber
Einwirkungen Dritter hinreichend geschützt zu sein.
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In der Praxis ist aber die Realisierung eines derartigen Triebwerks
schwierig und mit einem zusätzlichen Aufwand verbunden. Außerdem tritt beim Abbrennen
des Triebwerks, insbesondere bei progressiv wirkenden Treibsätzen, ein sogenanntes
Wandern des Schwerpunktes des Flugkörpers auf, das zur Folge hat, daß sich der Anstellwinkel
des Flugkörpers ändert, was wiederum eine Änderung der Anteile der Auftriebs- und
Vortriebskomponenten am Gesamtschub bedingt. Hier einen Ausgleich durch Schwenken
der Düse oder durch Strahlablenkung zu erzielen, ist unwirtschaftlich.
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Alle diese Schwierigkeiten werden nach einer Weiterbildung der Erfindung
dadurch umgangen, daß die Massenverteilung des Flugkörpers so gewählt und sein Triebwerk
so angeordnet ist, daß bei brennendem Triebwerk der Abstand zwischen Schwerpunkt
und aerodynamischem Mittelpunkt sich in Flugkörperlängsrichtung vergrößert.
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An sich ist zwar die Auswägung bahnsenkrechter Komponenten bei Flugkörpern
bekannt. Jedoch handelt es sich auch bei diesen bekannten Maßnahmen um sogenannte
Starthilfen, wobei die Schubwirkungslinie eines zusätzlichen Starttriebwerks lediglich
die Flugkörperlängsachse schneidet, und zwar im Schwerpunkt.
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Weiterhin ist es bei sogenannten Raketengeschossen, also bei ballistischen
Flugkörpern, die mit Stabilisierungsflächen und einem Reaktionsantrieb versehen
sind, bekannt, die fertigungstechnischen oder durch den Verbrennungsablauf bedingten,
sich ungünstig auf das Flugverhalten auswirkenden Fehler dadurch möglichst klein
zu halten bzw. auszuschalten, daß einerseits gleichartig ausgebildete und symmetrisch
unter demselben Winkel schräg zur Geschoßachse angeordnete Düsen vorgesehen sind,
deren Schubwirkungslinien mit der Geschoßlängsachse einen gemeinsamen Schnittpunkt
aufweisen und andererseits die Massenverteilung des Geschosses derart erfolgt, daß
der Neutralpunkt hinter dem Massenschwerpunkt, der effektive Drehpunkt zwischen
diesen beiden Punkten und der Schnittpunkt der Schubwirkungslinien hinter dem effektiven
Drehpunkt, aber vor dem Neutralpunkt und vor dem letzten Viertel der Geschoßlänge
liegt. Der Schwerpunkt muß dabei im ersten Drittel des Geschosses liegen.
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Bei derartigen Geschossen ist demnach eine Schubwirkung nur in Richtung
der Geschoßlängsachse vorgesehen. Eine Komponentenbildung zur Geschoßlängsachse
kann nur durch Fehler und nur in der durch die Fehler bedingten Größenordnung auftreten,
jedoch nie einen wesentlichen Teil des benötigten Auftriebs bilden.
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Im Gegensatz hierzu sind beim Gegenstand der Erfindung keine die Schwerpunktwanderung
unterdrückende Maßnahmen vorgesehen, vielmehr findet gerade diese im herkömmlichen
Raketenbau an sich unerwünschte Erscheinung nutzbringende Verwendung, um über den
Ausgleich der am Flugkörper wirkenden Momente den Anstellwinkel derartiger Flugkörper
in Abhängigkeit der Brennzeit des Treibsatzes zu verändern, insbesondere eine Widerstandsverkleinerung
des Flugkörpers zu erzielen.
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Bei einer derartigen Auslegung eines Flugkörpers wirkt bei brennendem
Triebwerk ein den Flugkörper um seine Querachse aufwärts drehendes Moment. Die während
des Fluges am Flugkörper angreifenden aerodynamischen Kräfte bewirken dagegen ein
den Flugkörper um seine Querachse abwärts drehendes Moment. Unter der Voraussetzung
eines annähernd konstanten Triebwerkschubs wird beim Abbrennen der Treibladung des
Triebwerks infolge der in Richtung auf die Flugkörperspitze zu erfolgenden Schwerpunktwanderung
das aufwärts drehende Moment kleiner, so daß das entgegenwirkende abwärts drehende
Moment wirksam werden kann. Daraus resultiert eine Änderung des Anstellwinkels des
Flugkörpers gegenüber der Horizontalen und damit auch eine .Änderung der Anteile
der Auftrieb- und Vortriebkomponenten am Gesamtschub in der Weise, daß die auftrieberzeugende
Komponente kleiner und die vortrieberzeugende Komponente größer wird. Die Geschwindigkeit
des Flugkörpers nimmt hierdurch zu. Aus der Geschwindigkeitszunahme des Flugkörpers
resultiert gleichzeitig, daß infolge der Vergrößerung der Anströmgeschwindigkeit
der aerodynamischen Flächen eine Vergrößerung des Anteils des aerodynamisch erzeugten
Auftriebs am Gesamtauftrieb sich einstellt. Hierdurch wird der kleiner werdende
Anteil der auftrieberzeugenden Komponente des Triebwerkschubs laufend kompensiert.
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Auf diese Weise läßt sich ohne besondere Mittel, lediglich durch Zusammenwirken
der Triebwerksanordnung und der Massenverteilung nach der Erfindung, erreichen,
daß sich die Geschwindigkeit derartiger Flugkörper innerhalb vorbestimmter Grenzen,
d. h. proportional der Lageänderung des Schwerpunktes ändert.
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So kann nunmehr ein Flugkörper anfangs mit größerem Anstellwinkel
langsam und mit zunehmender Flugzeit mit kleiner werdendem Anstellwinkel
schneller
fliegen, ohne daß Steuerflächen für die Änderung des Anstellwinkels benutzt werden
müssen.
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Dies hat den weiteren Voi7teil, daß neben relativ kleinen aerodynamischen
Flächen ebenso lediglich relativ kleine Steuerflächen und dementsprechend relativ
kleine Steuerleistungen benötigt werden.
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Ein nach der Erfindung ausgebildeter Flugkörper ist also nicht nur
sowohl in seinem Langsamflugbereich als auch in seinem Schnellflugbereich annähernd
gleich gut steuerbar, sondern erfüllt auch die obenerwähnten Geschwindigkeitsbedingungen
hinsichtlich des Ereichens von Nah- und Fernzielen.
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Nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist der Flugkörper
am Rumpfende mit aerodynamischen Auftrieb erzeugenden Flächen ausgestattet und weist
ein achsengleich angeordnetes auf- und vortrieberzeugende Schubkomponenten lieferndes
Triebwerk auf, dessen Düse in an sich bekannter Weise in bezug auf die die Flugkörperlängsachse
schneidende Horizontalebene nach unten gekröpft ist.
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Neben den bereits angeführten Vorteilen ergibt sich darüber hinaus
aus der Anordnung der Schubdüse schräg zur Längsachse des Flugkörpers eine günstige
Lage des Schubstrahles zu den am bzw. im Flugkörper angeordneten Baugruppen und
Bauelementen und insbesondere für Flugkörper, die über Kabel mittels elektrischer
Steuerimpulse ferngelenkt werden, der Vorteil, daß das Abspulen dieses Kabels vom
Flugkörper durch den Schubstrahl nicht beeinträchtigt wird.
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Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung weist das Triebwerk zwei
um 180° gegeneinander versetzte, schräg zur Flugkörperlängsachse angeordnete Düsen
unterschiedlicher Größe auf, wobei die nicht benutzte Düse von einer lösbar befestigten
Abdeckung gasdicht verschlossen ist.
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Durch wahlweisen Einsatz einer der beiden Düsen können Temperatur-Parameter
der Treibsätze ausgeglichen werden, deren Abbrandgeschwindigkeit bekanntlich von
der Außentemperatur abhängt. Ein nach der Erfindung ausgebildeter Flugkörper weist
also bei hohen und niedrigen Außentemperaturen annähernd gleiche Flugeigenschaften
auf. Umgekehrt stehen beim Einsatz eines derartigen Flugkörpers über die Düsen zwei
Geschwindigkeiten zur Wahl.
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Alles Weitere über die Erfindung ergibt sich aus der Beschreibung
in Verbindung mit der Zeichnung, in der mehr oder minder schematisch am Beispiel
eines Kreuzflüglers die Erfindung dargestellt ist. Es zeigt F i g. 1 einen erfindungsgemäßen
Flugkörper mit schräg schiebender Düse im Schnitt, F i g. 2 den dazugehörigen Kräfteplan,
F i g. 3 einen Flugkörper mit verschieden angeordneten Düsen, F i g. 4 denselben
Flugkörper in der Ansicht von hinten.
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Der Flugkörper in F i g. 1 mit den Kreuzflügeln 22 und den Steuerorganen
26 besteht aus dem Vorderteil 21, dem Mittelteil mit Triebwerk 23 und dem Heckteil
25. Die Düse 24 des Triebwerkes ist so angeordnet, daß die Schubrichtung schräg
zur Flugkörperlängsachse wirkt und in einem Abstand d am Schwerpunkt vorbeiführt.
Die Lage der am Flugkörper wirkenden Kräfte ist in F i g. 2 dargestellt. An dem
Druckmittelpunkt D greift der Auftrieb A an, der mit einem Hebelarm s an dem beim
Start wirksamen Schwerpunkt S wirkt. Der Schub T ist in die Komponenten
Tht und T,, zerlegt. Durch die Neigung der Schubrichtung T gegen die Flugkörperachse
um den Winkel 7 wird statisches Gleichgewicht der Kräfte erreicht. Es ist
A + T" - G = 0. Die vertikale Komponente der Schubkraft wirkt dem
Gewicht des Flugkörpers entgegen und gleicht es weitgehendst aus. Die aerodynamischen
Flächen 22 brauchen daher keine oder nur sehr geringe Auftriebskräfte A zu erzeugen
und können dementsprechend klein gehalten werden. Der Schub T hat gegenüber dem
Schwerpunkt einen Hebelarm d, so daß bei Erreichen einer bestimmten Fluggeschwindigkeit
nach dem Start Gleichgewicht herrscht zwischen dem Luftkraftmoment des Auftriebs
und dem Schubmoment. Dabei hat der Flugkörper einen bestimmten Anstellwinkel. Mit
zunehmender Geschwindigkeit wandert. der Schwerpunkt infolge Abbrennens des Treibsatzes
weiter nach vorn bis zum Punkt S'. Das Luftkraftmoment vergrößert sich dabei stetig,
während sich das Schubmoment verringert, so daß auf den Flugkörper ein mit der Geschwindigkeit
wachsendes kopflastiges Moment ausgeübt wird. Dieses Moment bewirkt ein Abnehmen
des Anstellwinkels mit der Flugzeit und bei horizontal beschleunigtem Fluge auch
mit der Geschwindigkeit. Der Abstand s des Druckmittelpunktes D vom Schwerpunkt
S ist so gewählt, daß bei der vorgegebenen Brenngeschwindigkeit des Triebwerkes,
welche die Wanderung des Schwerpunktes über die Strecke s' von S bis nach S' bewirkt,
eine solche Längsmomentänderung entsteht, daß die Geschwindigkeitserhöhung und die
Anstellwinkelverringerung in der Weise aufeinander abgestimmt sind, daß die nach
oben wirkenden Kräfte über die Flugdauer im wesentlichen konstant, also gleich dem
Gewicht, bleiben.
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Während sich der Abstand s des Schwerpunktes S vom Druckmittelpunkt
D, an dem der Auftrieb A
angreift, vergrößert, verringert sich der
Abstand d von der Wirkungslinie des Schubes T. Dabei wird bei Vergrößerung des aerodynamischen
Momentes das diesem entgegenwirkende Schubmoment geringer, wodurch die Momentänderung,
welche eine steigende Kopflastigkeit des Flugkörpers zur Folge hat, stärker zur
Wirkung kommt.
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Soll der Flugkörper für verschiedene Fluggeschwindigkeitsbereiche
auslegbar sein, so besteht die Möglichkeit, dem in gewissen Grenzen dadurch Rechnung
zu tragen, daß mehrere Düsen mit unterschiedlichem Durchmesser eingebaut und dann
wahlweise benutzt werden. Diese Anordnung läßt sich auch dann vorteilhaft anwenden,
wenn eine temperaturbedingte Schubänderung des Triebwerkes mit Hilfe einer anderen
Düse ausgeglichen werden soll. Die dazugehörige Anordnung ist in F i g. 3 dargestellt.
Der Flugkörper ist mit Kreuzflügeln 32 versehen, an denen die Steuerorgane 36 befestigt
sind. Der Flugkörperrumpf setzt sich aus den Teilen Nutzlast 31, Triebwerk 33 und
Heckteil 35 zusammen. An das Triebwerk 33 ist eine Düse 34 nach unten zeigend sowie
eine weitere Düse 37 nach oben zeigend angeschlossen, welche für eine andere Schubkennlinie
ausgelegt ist. Durch entsprechende Winkelanordnung wird erreicht, daß mit jeder
Düse für sich der Momentausgleich über die jeweilige Flugdauer entsprechend dem
Beispiel nach F i g. 2 gesichert ist, daß also die aus dem Abbrennen des Treibstoffes
resultierende Schwerpunktswanderung
die beschriebene, den Anstellwinkel
verkleinernde Wirkung hat. Die obere Düse 37 wird durch eine Kappe 38 verschlossen,
so daß der Flugkörper allein mit der unteren Düse 34 fliegt. Soll die obere Düse
37 zum Antrieb benutzt werden, so wird der Flugkörper umgedreht und die auf diese
Weise nach oben gekehrte Düse 34 mit der Kappe 38 verschlossen. In dieser Lage ist
ein Flug mit einer der Düse 37 entsprechenden Beschleunigung in gleicher Weise möglich.
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Die Erfindung läßt sich in gleicher Weise für eine andere Anzahl von
Düsen, z. B. auf vier zwischen je zwei Flächen angeordnete Düsen anwenden.