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Die Erfindung betrifft eine Steuerung durch Einleiten eines Mediums
in einen Düsenquerschnitt strahlgetriebener Flugkörper. Diese Steuerung bewirkt
Querschnittsveränderungen des Gasstromes einer Düse eines Raketenmotors sowie parallelen
Versatz der Strömungsmittellinie zur Mittellinie der Düse. Diese Steuerung ist bei
Feststoffraketen oder bei Raketen, die flüssige Treibsätze aufweisen, anwendbar
und beruht auf dem bekannten Prinzip, durch einen Hilfsgasstrom oder durch eingespritzte
Flüssigkeit in die Düse eine Art Blende vor oder hinter dem engsten Querschnitt
zu errichten. Der Innendurchmesser der Blende begrenzt den Umfang des Gasstromes
und damit den Durchsatz ;durch die Düse. Da der Durchsatz direkt proportional zum
Schub ist und die Beschleunigung der Rakete vom Schub abhängt, kann durch Veränderung
des Blendendurchmessers die Beschleunigung der Rakete direkt beeinflußt werden.
Eine senkrechte Verschiebung der Blende zur Mittellinie der Düse hat zur Folge,
daß der als Vektor auffaßbare Schub am Massenmittelpunkt der Rakete ein Moment bildet,
welches ein Ausrichten der Rakete um diesen Punkt ermöglicht und somit die Steuerung
der Flugrichtung gewährleistet. Es sind Verfahren zur Errichtung einer Blende im
Düseninneren durch einen Hilfsgasstrom oder durch Einspritzen einer Flüssigkeit
bekannt, beispielsweise mit einer Blasdüse, deren Blasrichtung verändert werden
kann. Sie besteht aus einer mit einem Gehäuse umgebenen geschlitzten Walze, die
von einem Zahnradpaar angetrieben und durch ein Lager mit Gas- oder Druckluft gefüllt
wird. Je nach Stellung des Schlitzes und damit der Strömungsrichtung des Hilfsgasstromes
wird der Gasstrahl des Raketenmotors abgelenkt. Diese Ausführungsform hat den Nachteil,
daß sie nur für rechteckige Düsenquerschnitte geeignet ist. Ein weiterer Nachteil
dieser Ausführungsform besteht darin, daß die Ablenkung, wenn auch variabel, so
doch nur in einer Richtung erfolgen kann.
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Nach einer weiteren bekannten Lösung ist die Möglichkeit der Strahlenablenkung
durch einen besonders angeordneten beweglichen Teil eines Diffusorkegels gegeben.
Diese Ausführungsform findet bei mehrdösigen Raketenmotoren Anwendung, zeichnet
sich aber durch den erheblichen Nachteil aus, daß zur Steuerung der Rakete bzw.
Bewegung der Diffusorkegel ein hoher Aufwand an Zahnrädern, Motoren, Lagern, Buchsen
und anderen komplizierten Teilen notwendig ist. Eine Ouerschnittsveränderung des
Gasstromes kann nicht erzielt werden.
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Ferner ist eine Schubrichtungsänderung durch Anzapfung einer Verdichterstufe
zur Versorgung der Steuereinrichtung mit Hilfsgas bekannt, die jedoch sehr problematisch
ist, da die Anpassung des Verdichters eines Strahltriebwerkes dadurch gefährdet
werden kann. Ein weiterer Nachteil dieser Steuerung besteht darin, daß immer zwei
sich gegenüberliegende Ventile zusammenwirken und die Kopplung der Ventile so ist,
daß, wenn keine- Ablenkung gewünscht wird, immer eine Strahleinschnürung vorhanden
ist, die den Schub vermindert.
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Bekannt ist ferner die Kombination von eingeblasener Blende und mechanisch
bewegten Spoilern. In einer bevorzugten Ausführungsform sind der Spoiler und die
eingeblasene Blende hintereinander angeordnet. Eine Ablenkung des Gasstrahles wird
dadurch erreicht, daß durch Zurückziehen eines Spoilers der Gasstrom gegen die entsprechende
divergierende Fläche der Düse strömt. Die laminare und tangentiale Strömung des
Hilfsgases längs des entsprechenden Düsenabschnittes vermindert den statischen Druck,
und durch Zusammenwirken mit dem atmosphärischen Luftdruck wird die Ablenkung des
Gasstromes erreicht. Mit Hilfe dieser Anordnung kann auch der wirksame Düsenquerschnitt
verändert werden, jedoch ergibt sich dabei der große Nachteil, daß die Steuerungen
der Ventile und der Spoiler nicht miteinander verbunden sind. Die Spioler sind dann
direkt zur symmetrischen Steuerung an den Regler des Strahltriebwerkes anzuschließen,
wodurch eine vom Strahltriebwerk unabhängige Regelung nicht mehr möglich ist. Die
Leistung dieses wie aller Strahltriebwerke wird begrenzt durch die Warmfestigkeit
der vom Gasstrom benetzten Triebwerksteile. Diese Einbringung dünner Querschnitte,
die dazu noch schlecht wärmeabführend sind, legen in hohem Maße die Expansionsendtemperatur
der Turbine fest und tragen damit zur Leistungsabnahme des Strahltriebwerkes bei.
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Eine weitere Lösung der Strahlablenkung und Strahlbündelung am Düsenende
wird durch die Einschnürung des Gasstrahles durch einen Hilfsgasstrom erzielt. Wird
der Gasstrahl durch verschieden starke Hilfsgasströme beaufschlagt, so wird er eingeschnürt
und durch entsprechende Öffnungen der Düsenwandung auf Leitschaufeln abgedrängt.
Auch diese Anordnung weist bewegliche Teile mit hoher thermischer Beanspruchung
auf.
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Eine weitere bekannte Möglichkeit, den Austrittsquerschnitt eines
Strahltriebwerkes zu regeln, besteht darin, mit Hilfe eines abgezweigten Teiles
des strömenden Mediums eine Blende zu errichten. Durch den Hilfsgasstrom wird das
Volumen des abgezweigten Gasstrahles geregelt. Die Ablenkung des Gasstrahles kann
dort durch Schwenken von Düsenquerschnittssegmenten vorgenommen werden. Auch bei
dieser Lösung wirkt sich nachteilig aus, daß zur Erzeugung einer Strahlablenkung
Hilfsgasströme unterschiedlich stark eingestellt und mechanische Teile verschwenkt
werden müssen, was einen hohen Aufwand an Reglern und mechanischen Hilfsmitteln
zur Folge hat.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die geschilderten Nachteile
zu vermeiden und eine Steuerung strahlgetriebener Flugkörper zu schaffen, die einerseits
keine im Abgasstrom befindlichen festen oder beweglichen Teile aufweist und andererseits
gegenüber der Mittelachse des Flugkörpers ein ausreichendes Steuermoment erzielt.
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Die Vorrichtung soll einfach und leicht ausgeführt sein und betriebssicher
arbeiten. Dabei soll der Reibungs- und Strömungswiderstand des Flugkörpers nach
Anbringung der Vorrichtung nicht vergrößert werden. Dies wird dadurch erreicht,
daß mindestens zwei Düsen starr am rückwärtigen Ende des Brennraums angeordnet sind,
wobei deren wirksamer Querschnitt wahlweise in bekannter Weise durch das Einbringen
eines nicht brennbaren Mediums in den Bereich des engsten Düsenquerschnittes dadurch
veränderbar ist, daß jeder Zuströmkanal für das Medium mit einem verstellbaren Drosselventil
ausgerüstet ist.
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Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet,
daß die Drosselventile in den einzelnen Zuströmkanälen für sämtliche Düsen unabhängig
voneinander durch Motoren einstellbar
sind. Eine weitere zweckmäßige
Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß eine Pumpe zur Förderung
des Mediums von einem Vorratstank zu jedem der Zuströmkanäle vorgesehen ist.
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Der einfache Aufbau der Steueranlage gewährleistet eine hohe Betriebssicherheit.
Fällt ein Einzelteil der Steuerung aus, so kann dessen Funktion in weiten Grenzen
von den verbleibenden Teilen übernommen werden. Die Flugrichtung sowie Beschleunigung
bzw. Verzögerung des Flugkörpers bleibt beeinflußbar. Die Anlage ist eine vom Triebwerk
unabhängige Einheit und ist so ausgebildet, daß sie wahlweise inertes Gas oder nicht
brennbare Flüssigkeit als Steuermedium fördern und einspritzen kann. Durch die Verwendung
von nicht brennbaren Flüssigkeiten wirkt man dem erosiven Einfluß der heißen Abgase
auf die Düsenwandungen entgegen. Durch eine verminderte Erosion an den Düsenwandungen
kann die Wirksamkeit des Flugkörpers auf zweierlei Art gesteigert werden. Es ist
entweder eine verlängerte Schubzeit bei vergrößertem Treibsatz oder eine Steigerung
des Schubes durch höhere Verbrennungsendtemperaturen möglich.
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Weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich
aus der Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung. Es zeigt F i g. 1 die perspektivische
Ansicht einer Rakete mit den zwei Düsen, F i g. 2 einen Längsschnitt durch die Düse
entlang der Linie 2-2 in F i g. 1, F i g. 3 einen Querschnitt durch die Düse und
eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung, bei der vier Kanäle vorgesehen sind,
F i g. 4 einen Querschnitt durch die Düse bei einer Ausführungsform mit drei Kanälen,
F i g. 5 ein Schema einer Rakete mit der Darstellung der seitlichen Verschiebung
des Schubvektors gegenüber dem Massenzentrum der Rakete, aus der sich eine Veränderung
in der Bewegungsrichtung der Rakete ergibt, F i g. 6 eine schematische Rückansicht
der Rakete mit zwei Düsen, wobei eine Ablenkung der Rakete nach links dargestellt
ist, F i g. 7 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach rechts,
F i g. 8 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach unten, F i g.
9 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach oben, F i g. 10 in Darstellung
wie F i g. 6 einen abgelenkten und einen nicht abgelenkten Gasstrahl in starker
Vergrößerung, F i g. 11 in Darstellung wie F i g. 6 das Erzielen einer Drehung der
Rakete, F i g. 12 die Rückansicht einer Rakete mit zwei Düsen-Paaren mit der Ablenkung
der Rakete nach links.
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Das Raketentriebwerk besteht aus einem am einen Ende geschlossenen
rohrförmigen Gehäuse 12, das einen Treibsatz 14, eine Zündvorrichtung 16, eine Brennkammer
18 und zwei Düsen 24 aufweist. Jede der Düsen 24 ist mit einer Mehrzahl von Zuströmkanälen
20 versehen, die in einer zur Düse senkrechten Ebene liegen und sich von der Innenfläche
im Bereich des engsten Querschnittes der Düse 22 radial nach außen erstrecken. Die
Zuströmkanäle 20 sind am einen Ende mit einer als Sammler dienenden Ringleitung
26 verbunden. In jedem Zuströmkanal ist ein einstellbares Drosselventil
28 zur Beeinflussung der durchfließenden Strömungsmenge vorgesehen. Die Ringleitungen
26 der beiden Düsen sind miteinander und mit einer Pumpe 30 verbunden, die
ihrerseits über eine geeignete Leitung an einen die zu injizierende Flüssigkeit
enthaltenden Vorratstank 32 angeschlossen ist. Die Drosselventile 28 können einzeln
durch eine nicht dargestellte Fernsteuerung bekannter Art verstellt werden, und
zwar erfolgt die Verstellung der Ventile durch Motoren 33. Bei Raketen, die ausschließlich
für Flüge in der Atmosphäre gedacht sind, kann der Vorratstank entfallen und als
Flüssigkeits- bzw. Gasquelle die Atmosphäre selbst dienen.
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Während des Fluges der Rakete mit Antrieb wird eine Flüssigkeit oder
ein Gas vom Vorratstank 32 über die Ringleitung 36 durch einzelne oder gleichzeitig
durch alle Kanäle 20 in geeigneter Menge und unter geeignetem Druck hindurchgeleitet
und strömt genau senkrecht gegen die Abgase der Rakete, und zwar an einem Punkt
etwas strömungsoberhalb des engsten Querschnittes 22 der Düse. Hierdurch
entstehen Stoßwellen, die zu dem bekannten Effekt einer gasförmigen, baulich also
nicht vorhandenen Einschnürung 34 führen, wie dies in den F i g. 3 und 4 dargestellt
ist. Diese Einschnürung 34 hat, wenn gleichzeitig alle Zuströmkanäle 20 geöffnet
sind, einen kleineren Durchmesser als der engste Querschnitt 22 der Düse 24.
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Wenn das injizierte Gas aus allen geöffneten Zuströmkanälen
20 einer Düse mit gleicher Kraft in die Abgase hineingepreßt wird, so ist
die gedachte Einschnürung 34, wie bereits erläutert, konzentrisch zum engsten Querschnitt
22. Durch Regelung des durch die einzelnen Zuströmkanäle 20 in die Raketenabgase
hineingepreßten Mediums, kann jedoch die gedachte Einschnürung 34 innerhalb
der Grenzen des engsten Querschnittes 22 an jede beliebige Stelle verlagert werden.
Um dies zu tun, sind mindestens drei der Zuströmkanäle 20 für jede Düse
22 erforderlich, wie dies in F i g. 4 gezeigt ist. Zur Erzielung einer höchstmöglichen
Wirksamkeit sind diese Kanäle zweckmäßig gleichmäßig an der Düse verteilt. Wenn
jedoch die Steuerung der Zuströmkanäle 20 durch Fernsteuerung der Drosselventile
28 über elektrische Impulse vom Boden oder von einer ebenfalls fliegenden Leitstelle
aus erfolgen soll, ist ein vier Kanäle aufweisendes System gemäß F i g. 3 einfacher
zu betätigen und stellt deshalb die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung dar.
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Die Steigung, der Kurs und die Beschleunigung einer Rakete könnnten
sämtlich innerhalb gewisser sehr enger Grenzen mittels des beschriebenen Systems
bei einer Rakete mit nur einer einzigen Düse geregelt werden. Wenn jedoch auch der
Axialspin oder die Drehung der Rakete ebenfalls ohne Veränderung der Flugrichtung
der Rakete geregelt werden soll, so sind mindestens zwei Düsen erforderlich. Diese
zwei gegenüber der Raketenhauptachse versetzten Düsen ergeben außerdem ein wirksameres
Steuermoment.
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F i g. 5 ist das Schema einer Rakete und zeigt, wie eine seitliche
Verschiebung des Schubvektors 36 gegenüber dem Massenmittelpunkt 38 der Rakete einen
Hebelarm 40 erzeugt, der eine Veränderung der Ausrichtung der Rakete um den Massenmittelpunkt
38 herum bewirkt. Das um den Massenmittelpunkt 38 der Rakete ausgeübte Drehmoment
ist proportional
dem Hebelarm, d. h. also dem Abstand zwischen dem
Schubvektor und dem Massenmittelpunkt. Eine solche Verschiebung des Schubvektors
kann durch Verschiebung der gedachten Einschnürung 34 gegenüber der baulich vorhandenen
Einschnürung 22 einer Düse durch das erfindungsgemäße Verfahren erfolgen.
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Die F i g. 6, 7, 8, 9, 10 und 11 sind schematische Ansichten der zwei
Düsen aufweisenden Rakete von hinten. In diesen Figuren sind nur der Außenumfang
42 der Rakete, der engste Querschnitt 22 der Düse und die gedachte Einschnürung
34 dargestellt. Die F i g. 6 und 7 zeigen die Verlagerung der gedachten Einschnürungen
34 beider Düsen gegenüber der Mitte des engsten Querschnittes 22 zur Ablenkung der
Rakete nach links bzw. nach rechts. Die F i g. 8 und 9 zeigen die Verschiebung der
gedachten Einschnürungen 34 zwecks Ablenkung der Rakete nach unten bzw. nach oben.
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F i g. 10 zeigt, daß eine Ablenkung der Rakete in seitlicher Richtung,
wie in F i g. 7, auch durch seitliche Verschiebung nur einer der gedachten Einschnürungen
34 hervorgerufen werden kann. In der Praxis kann jedoch dieses Verfahren unzweckmäßig
sein wegen der Einführung der kleinen Kraftkomponente 46 senkrecht zur gewünschten
Bewegungsrichtung.
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F i g. 11 zeigt die Art und Weise der Verlagerung der gedachten Einschnürungen
34 zur Erzeugung eines Axialspins der Rakete. Eine Betrachtung der F i g. 5 und
11 zeigt, daß keinerlei Veränderung der Flugrichtung der Rakete entsteht, wenn die
gedachten Einschnürungen 34 gleichzeitig in derselben Richtung (in Uhrzeigerrichtung
oder entgegen der Uhrzeigerrichtung) auf einem Kreis verschoben werden, dessen Mitte
auf der Mittellinie der Rakete liegt und der durch die Mitten der engsten Querschnitte
22 der Düsen geht. Gemäß dem dritten Newtonschen Gesetz wird durch eine solche gleichzeitige
Verschiebung der gedachten Einschnürungen 34 ein Drehmoment auf die Rakete um deren
Mittellinie ausgeübt, und zwar in entgegengesetzter Richtung wie die Richtung der
Verschiebung der Einschnürungen 34. Außerdem ist das auf die Rakete ausgeübte Drehmoment
proportional der Geschwindigkeit der Verschiebung der gedachten Einschnürungen 34.
Wenn sich also eine im Flug befindliche Rakete um ihre Mittellinie verdreht und
die Winkelgeschwindigkeit dieser Drehung bekannt ist, so kann die Geschwindigkeit
der Verschiebung der Einschnürungen 34 so gesteuert werden, daß auf die Rakete
ein gleiches Drehmoment, entgegengesetzt der Spin-Richtung, ausgeübt wird.
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Durch die in Nähe der Innenseite der Düse fließenden, verhältnismäßig
kühlen Gase wird eine direkte Berührung dieser Fläche mit den heißen Abgasen verhindert,
wodurch die Erosion des Düseneinschnürung herabgesetzt wird. Durch Injektion einer
begrenzten Menge des Steuergases oder der Steuerflüssigkeit gleichzeitig durch alle
vier Kanäle 20 kann eine dünne, kühle Schicht dieser Steuerflüssigkeit oder des
Gases zwischen dem ausgestoßenen Gas und der Düsenoberfläche erzeugt werden, um
letztere zu schützen.
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Außer als Steuermechanismus für eine Rakete in der vorstehend geschilderten
Weise ist die Einschnürung des Gasstrahles auch innerhalb gewisser Grenzen zur Steuerung
der Beschleunigung einer Rakete verwendbar. Dies beruht auf der Tatsache, daß der
Durchmesser der gedachten Einschnürung 34 entsprechend der darauf durch das Gas
aus den Zuströmkanälen 20 ausgeübten Kraft verändert werden kann, und darauf,
daß zwischen dem Einschnürungsdurchmesser und dem Schub eines gegebenen Raketentriebwerks
eine Beziehung besteht.
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Bei dem Ausführungsbeispiel nach F i g. 12 hat die Rakete vorzugsweise
vier Düsen 24a, jedoch wird für jede Düse 24a nur ein Ventil 28a benötigt. Dieses
Ventil 28 a liegt in der Leitung zwischen jeder Ringleitung 26a und der Pumpe 30a.
Bei der Anwendung dieser Ausführungsform der Erfindung kann eine Steuerung dadurch
bewirkt werden, daß die Größen bestimmter gedachter Einschnürungen 34a verändert
werden. Bei einer Steuerung der gedachten Einschnürungen, wie sie in F i g. 12 gezeigt
ist, wird sich die Rakete nach links bewegen, weil ein größerer Massenfluß, und
damit ein größerer Schub, im rechts liegenden Bereich der Rakete erzeugt wird. Ein
solches Ungleichgewicht der Kräfte, die auf die Hebelarme 40 ausgeübt werden, die
von den Schubvektoren durch die Düsen zum Massenmittelpunkt 38 der Rakete verlaufen,
bewirken eine Verschwenkung der Rakete um den Massenmittelpunkt in Richtung der
schwächsten Schubvektors.
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Der bevorzugte Stoff zur Injektion in die Abgase des Raketentriebwerks
zur Erzeugung der gedachten Einschnürung ist ein inertes Gas, wie z. B. Helium oder
Freon (ein fluorisierter Kohlenwasserstoff). Jedoch ist es auch möglich, ein anderes
inertes Gas oder aber auch ein reagierendes Gas oder eine reagierende Flüssigkeit
zu verwenden. Durch Verwendung von Pumpen mit verstellbarer Fördermenge können die
Ventile 28 ersetzt werden.
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Es hat sich als sehr vorteilhaft erwiesen, daß durch die Anlage die
imaginäre Blende in-,mer senkrecht zur Düsenmittellinie verschoben werden kann.
Diese senkrechte Verschiebung der durch Stoßwellen ausgebildeten imaginären Blende
innerhalb des engsten Düsenquerschnittes hat zur Folge, daß keine Schubumlenkung,
sondern ein Schubversatz erzielt wird. Dieser Schubversatz verläuft immer parallel
zur Mittellinie der Düse. Der Massenmittelpunkt einer Feststoff- oder Flüssigkeitsrakete
ändert sich während der Antriebszeit ständig. Soll die Flugrichtung durch Bildung
eines Momentes um diesen beeinflußt werden, so kann bei gleichbleibendem Hebelarm,
d. h. Schubversatz und gleichbleibender Wirkungslinie des Schubes die Lageänderung
des Massenmittelpunktes der Größe des Schubes direkt proportional gesetzt werden.
Diese Beschränkung auf einen Parameter bedeutet im Vergleich zur Schubumlenkung
für die Steuerung eines Flugkörpers eine wesentliche Vereinfachung.