DE19953701C2 - Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit - Google Patents
Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei ÜberschallgeschwindigkeitInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung
von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei
Überschallgeschwindigkeit.
Die Druck- und Temperaturverminderung auf der Vorderseite eines
Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit mit Hilfe eines Dorns bzw.
"Spike" oder "Aerospike" wird bereits seit etwa dreißig Jahren angewandt.
Hierüber gibt es zahlreiche Veröffentlichungen. Ein bekanntes Beispiel für
eine Anwendung ist die Lockheed-Martin TRIDENT, eine
Langstreckenrakete, die von U-Booten abgeschossen wird.
Aus AIAA 95-0737 ist es bekannt, an der Spitze des Aerospike einen
tellerförmigen Aufsatz, auch "Aerodisk" genannt, mit etwa dem dreifachen
Durchmesser des Stabes vorzusehen, um bei konstanter Stablänge für einen
großen Geschwindigkeitsbereich den gewünschten Effekt zu erzielen.
Bis jetzt war es jedoch nicht möglich, mit solchen Flugkörpern mit hoher
Überschallgeschwindigkeit bzw. -Machzahl bei größeren Anstellwinkeln von
ca. 10° ohne sehr großen Widerstand und ohne die volle Stautemperatur zu
fliegen. Dadurch wird dann die Manövrierfähigkeit eines Flugkörpers stark
eingeschränkt.
Es ist das Ziel der Erfindung, eine Anordnung zu schaffen, die nicht nur für
einen breiten Geschwindigkeitsbereich, sondern auch für größere
Anstellwinkel den empfindlichen Dom des Flugkörpers vor schädlichen
Druck- und Temperatureinwirkungen schützt.
Dies wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß ein Aerospike mit
einem kugel-, ellipsopid- oder tropfenförmigen Aufsatz am vorderen Ende
verwendet wird.
Die Ablösung der Strömung an einem solchen Körper, wie generell dessen
Umströmung, ist vom Anstellwinkel unabhängig. Das trifft dann auch
weitgehendst auf deren Wirkung auf die nachfolgende Umströmung des
Aerospike und damit auf die Wirkung der Strömung, die auf die Vorderseite
des Flugkörpers gerichtet ist, zu.
Es wird dadurch möglich, Flugkörper zu erstellen, die bei hoher
Überschallgeschwindigkeit eine hohe Manövrierfähigkeit besitzen, ohne daß
auf die Vorderseite extrem hohe Druck- und Temperaturwerte einwirken. Der
Widerstand und damit der Schubbedarf eines solchen Flugkörpers wird bei
Anwendung der Erfindung ebenfalls stark herabgesetzt, wodurch die
Reichweite bzw. die Flugdauer eines solchen Flugkörpers entsprechend
erhöht wird.
Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der
Beschreibung, in der anhand der Zeichnung und von Schlierenbildern die
Wirkung erläutert wird. Es zeigen
Fig. 1 schematisch die erfindungsgemäße Anordnung,
Fig. 2a schematisch eine Variante des verwendeten Spike-Aufsatzes in
Ellipsoid-Form,
Fig. 2b schematisch eine Variante des verwendeten Spike-Aufsatzes in
Tropfen-Form,
Fig. 3a die Strömung um den Spike mit herkömmlichem Teller bei 0°
Anstellwinkel,
Fig. 3b die Strömung um den Spike mit dem erfindungsgemäßen Aufsatz
bei 0° Anstellwinkel,
Fig. 4a die Strömung um den Spike mit herkömmlichem Teller bei 10°
Anstellwinkel, und
Fig. 4b die Strömung um den Spike mit dem erfindungsgemäßen Aufsatz
bei 10° Anstellwinkel.
Fig. 1 zeigt schematisch eine Anordnung gemäß der Erfindung. An der
Spitze eines Flugkörpers 1 ist ein halbkugelförmiger Dom 2 angebracht, der
in einen Aerospike übergeht, der aus einem Stab 3 und einem Aufsatz 4
besteht. Letzterer ist gemäß der Erfindung zumindest annähernd kugelförmig
ausgebildet. Er kann aber gemäß Fig. 2 bzw. 2a auch ellipsoid- oder
tropfenförmig sein. Konstruktive Einzelheiten und grundsätzliche
Wirkungsweise eines Aerospikes sind beispielsweise in der eingangs
genannten Veröffentlichung beschrieben.
Die Beschreibung der erfindungsgemäßen Ausführung und deren
Unterschiede zum Stand der Technik erfolgt an Hand der als Fig. 3a, 3b,
4a und 4b beigefügten Differentialinterferogramme. Diese Methode
verwendet Wollastonprismen. Lichtstrahlen, die unter 45° zur optischen
Achse des ersten Wollastonprisma polarisiert sind oder die eine zirkulare
Polarisation besitzen, werden in zwei kohärenten Teilstrahlen gleicher
Intensität aufgespalten, und zwar senkrecht zueinander polarisiert. Die
Teilstrahlen gehen auf getrennten Wegen durch das Phasenobjekt und werden
danach in einem zweiten Wollastonprisma wieder zusammengeführt und in
der Bildebene nach Durchgang durch einen Polarisator zur Interferenz
gebracht. Es werden durch diese Methode Dichtegradienten, also Gradienten
optischer Wege in der Gasströmung sichtbar gemacht. Die
Differenzialinterferometrie ist eine einfache Methode, die zu quantitativ
auswertbaren Bildern führt und bereits zur klassischen optischen
Strömungsmeßtechnik gehört. Sie ist in der einschlägigen Literatur und den
Handbüchern über optische Meßverfahren beschrieben und bedarf hier keiner
weiteren Erläuterung.
Bei den in den Bildern dargestellten Anordnungen weist der Flugkörper einen
Durchmesser d1 von etwa 70 mm auf; der Durchmesser d2 des Stabes ist
etwa 5 mm und dessen Länge 12 etwa 45 mm. Der Durchmesser d4 des
kugelförmigen Aufsatzes beträgt etwa 17,5 mm.
Bei Bild 3a ist die Strömung um den Spike mit einem Teller bzw. Aerodisk
nach dem Stand der Technik und bei Bild 3b mit einer Kugel nach der
Erfindung dargestellt, und zwar in beiden Fällen bei 0° Anstellwinkel. Ein
Unterschied im Verhalten der Strömung ist hier nicht zu erkennen, abgesehen
von der lokalen Expansion und Ablösung am Tellerrand nach Bild 3a, die
aber auf das weitere Verhalten der Strömung keinen Einfluß hat. In beiden
Fällen tritt etwa auf 2/3 der Stablänge vom Teller bzw. von der Kugel
gemessen eine Ablösung der Strömung auf. Die abgelöste Strömung
vermischt sich mit der hinteren Strömung, die vom Verdichtungsstoß erzeugt
wird, der vom Teller bzw. der Kugel ausgeht. Diese Strömung bewirkt die
beabsichtigte Verminderung des Druckes und der Temperatur auf dem
Halbkugeldom. Die abgelöste Strömung ist durch die gut sichtbaren
Dichteschwankungen deutlich zu erkennen.
In den Bildern 4a und 4b ist die Strömung mit der gleichen Machzahl, aber
jetzt unter einem Anstellwinkel von 10° um den Spike mit gleicher Länge mit
einem Teller bzw. mit einer Kugel mit gleichem Durchmesser dargestellt.
Jetzt ist für den Teller nach Bild 4a und die Kugel nach Bild 4b ein deutlicher
Unterschied in der Umströmung sichtbar. In beiden Fällen tritt jetzt sofort
eine Ablösung auf. Während aber beim herkömmlichen Teller nach Bild 4a
die abgelöste Strömung fast ganz zur Leeseite (Abwindseite) verdrängt wird
und zur Luvseite (Anwindseite) größtenteils die volle Außenströmung auf den
Halbkugeldom auftritt, was an den Machschen Linien erkennbar ist, und dort
zu entsprechenden Temperatur- und Druckerhöhungen führt, ist bei der
erfindungsgemäßen Kugel nach Bild 4b ein ganz anderes Verhalten der
Strömung erkennbar.
Zunächst tritt hier erwartungsgemäß ein Verdichtungsstoß auf, der aber sofort
durch einen Verdünnungsfächer abgeschwächt wird. Hinter dem
Verdünnungsfächer tritt an der Kugel eine Ablösung ein. Diese abgelöste
Strömung vermischt sich mit der Strömung hinter dem Verdünnungsfächer
und tritt sowohl auf der Luv- als auch auf der Leeseite auf, wohin sie dann
ebenfalls abgedrängt wird. Aber der gesamte Halbkugeldom bleibt von ihr
beaufschlagt und wird praktisch gänzlich einer Reduzierung des Druckes und
damit des Widerstandes und der Temperatur ausgesetzt.
Inzwischen hat sich gezeigt, daß auch bei großen Anstellwinkeln von 17-18°
das hier beschriebene Phänomen noch auftritt.
Die gleiche Wirkung wird auch mit ellipsoid- oder tropfenförmigen Körpern
an der Spike-Spitze erzielt. Die Erklärung für die geschilderten Phänomene
liegt im Wesentlichen darin, daß die Umströmung der Vorderseite eines
solchen Körpers vom Anstellwinkel unabhängig ist.
Claims (4)
1. Verfahren zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der
Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit, dadurch
gekennzeichnet, daß mittels eines Spikes (3) mit einem kugel-(4),
ellipsopid-(4a) oder tropfenförmigen (4b) Aufsatz am vorderen Ende die
Wirkung der auf die Vorderseite (2) des Flugkörpers (1) auftreffenden
Luftströmung weitgehend unabhängig vom Anstellwinkel reduziert wird.
2. Vorrichtung zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der
Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit, dadurch
gekennzeichnet, daß ein auf dem Dom (2) des Flugkörpers (1)
angebrachter stabförmiger Spike (3) an seinem vorderen Ende einen
kugel-(4), ellipsopid-(4a) oder tropfenförmigen (4b) Aufsatz zum
Beeinflussen der Luftströmung aufweist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der
Durchmesser (d4) des Aufsatzes zwischen 15 und 30 Prozent des
Durchmessers (d1) des Flugkörpers beträgt.
4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der
Durchmesser (d3) des Spike-Stabes zwischen 50 und 20 Prozent des
Durchmessers (d4) des Aufsatzes beträgt.
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