DE2730751C2

DE2730751C2 - Flugkörper mit einem zylindrischen Rumpf

Info

Publication number: DE2730751C2
Application number: DE2730751A
Authority: DE
Inventors: Inge Claremont Calif. Maudal
Original assignee: General Dynamics Corp St Louis Mo; General Dynamics Corp
Current assignee: Hughes Missile Systems Co (a Delaware Corp) Can
Priority date: 1975-08-08
Filing date: 1977-07-05
Publication date: 1984-02-23
Also published as: DE2730751A1; GB1541528A; US4044970A; BE856661A; NL7707252A; FR2396947B1; FR2396947A1; AU2628677A; AU503846B2; NL170890B; NL170890C

Description

Die Erfindung betrifft cir.en Fk jkörper mit einem zylindrischen Rumpf, einer ertlan· seiner Längsachse wirkenden Hauptantriebseinrichtung nit einer Vielzahl von Ruderflächen, die schwenkbar am und außerhalb des Flugkörpers gelagert sind und um eine zur zylindrischen Oberfläche des Flugkörpers rechtwinklige Achse zur aerodynamischen Steuerung der Flugrichtung des Flugkörpers schwenkbar sind, mit einem jeder Ruderfläche zugeordneten Stellmotor, der die Winkelstellung der Ruderfläche relativ zum Flugkörper einstellt, mit einer Steuerschaltung, die die Stellmotoren zur Steuerung des Fluges des Flugkörpers betätigt, und mit einem jeder Ruderfläche zugeordneten Schuberzeuger.

Beim Start eines Flugkörpers wie einer Rakete ist ihre Anfangsgeschwindigkeit verhältnismäßig klein, d. h. die Bewegung verhältnismäßig langsam, was zur Folge hat daß die auf die Ruderflächen ausgeübte aerodynamische Kraft, die den Flugkörper in Drehung versetzen soll, verhältnismäßig klein ist Das bedeutet, wenn die von den Ruderflächen zu erzeugende Drehkraft nicht verwirklicht wird, weist der Flugkörper in der AnfanEsohase des Starts eine geringe aerodynamische sowie geringe richtungsmäßige Steuerung auf.

Bei einem bekannten Flugkörper der eingangs erwähnten Art (US-PS 32 86 956) sind zur Bewältigung des aufgezeigten Problems Strahldüsen in den Ruderflächen vorgesehen, die Hochdruckgas von einer im Rumpf des Flugkörpers vorgesehenen Zusatzdruckquelle beschickt werden. Da sich jedoch die Ruderflächen relativ zum Rumpf des Flugkörpers drehen, müssen sich die unter Hochdruck stehenden Gaszuleitungen unter hohen Belastungsbedingungen drehen können. Hierfür sind Dichtungen zur geeigneten Abdichtung der Leitungen erforderlich, die starken Schwingungen, Gravitationskräften und verhältnismäßig hohen Temperaturen ausgesetzt sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper gemäß der eingangs er ahnten Art mit einem einfach aufgebauten, effektiv arbeitenden Schuberzeuger auszurüsten.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst daß der Schuberzeuger einen unabhängigen, in sich abgeschlossenen, nur für eine begrenzte Zeitdauer

ίο Schub liefernden kontinuierlich brennenden Rfickstoßmotor aufweist der jeweils mit der zugeordneten Ruderfläche einstückig verbunden und in ihr untergebracht ist
Vorteilhafterweise sind die unabhängigen Rückstoß-

I= motoren so ausgebildet daß die Schubstärke in Abhängigkeit von der Zeit in dem Maße abnimmt in dem die auf die Ruderflächen einwirkenden aerodynamischen Kräfte zunehmen.

Der iehr einfach aufgebaute, nur für eine begrenzte Zeitdauer Schub liefernde kontinuierlich brennende Rückstoßmotor macht es möglich, daß dieser in der Ruderfläche selbst angeordnet werden kann, wodurch komplizierte Übertragungseinrichtungen für die Gas'eitungen entfallen.

Die einstückig mit den Ruderflächen verbundenen, kontinuierlich brennenden Rückstoßmotoren ermöglichen eine Verbesserung des Steuerwirkungsgrades der Ruderflächen insbesondere während der Coosterphase. Ohne Anstellung der kuderflächen trägt der Schub des Rückstoßmotors nur zum Vortrieb des Flugkörpers entlang der Längsachse des Rumpfes durch die Hauptantriebseinrichtung des Flugkörpers bei. Die Steuerwirkung für jeden Steuerungskanal wird erhalten, indem die Ruderfläche mit den Stellmotoren um ihre Drehachse dreht. Als Ergebnis läßt sich die integrierte Rückstoß- und aerodynamische Steuerung in vorhandene taktische ballistische Geschosse bei einem Minimum an Änderungen der Konstruktion und damit zu minimalen Kosten aufnehmen.

Die Benutzung einer solchen intefe'ierten Rückstoß- und aerodynamischen Steuerung während der Boosierphase erlaubt einen Abschluß mit einem aerodynamisch instabilen Luftrahmen. Im Fall eines ausbrennenden Raketenmotors erlaubt dies einen neutralstabilen Luftrahmen nach dem Ausbrennen des Rückstoßmotors. Bei einem solchen neutralstabilen Luftrahmen läßt sich die Nutzlast eines Geschosses um 50 ... 100% erhöhen. Weilerhin erlaubt die Riicks'.oßsteuerung in der Boosterphase ein Wenden des Geschosses auch in der Boosterphase, da die Roll-Gier-Koppliing steuerbar wird. Dies ist eine wesentliche Besonderheit für ein schnell reagierendes Geschoßsystem und ist von besonderer Wichtigkeit für einen vertikal abzuschießenden Flugkörper.

Der erfindungsgemäße Flugkörper wird nun anhand der Zeichnungen erläutert. In diesen ist

F i g. 1 eine Skizze eines erfindungsgemäßen Flugkörpers in die Ruderflächen jeweils eingebauten RückMoßmotoren:

F i g. 2 eine schematisierte Darstellung der Steuerung des in F i g. i gezeigten Flugkörpers;

Fig.3 ein Schnitt durch eine der Ruderflächen in F i g. ί auf der Linie 3-3 nach dem Anstellen durch einen Stellmotor zum Wenden des Flugkörpers und

Fig.4 eine teilweise aufgebrochene Darstellung einer Weiterbildung des Flugkörpers.

Fig. 1 zeigt einen Flugkörper 10 in Form eines Geschosses, das einen zylindrischen Rumpf 12 mit

einem Kopf 14 an einem Ende und einer entlang seiner Längsachse 18 wirkenden Hauptantriebseinrichtung 16 am anderen Ende aufweist. Die Hauptantriebseinrichtting 16 bewirkt einen Schub kollinear zur Längsachse 18 des Rumpfes 12.

Eine Ruderfläche 20 ist um eine Achse 22 drehbar am Rumpf 12 gelagert und weist einen einstückig mit ihr verbundenen und in ihr untergebrachten Rückstoßrnotor 24 auf. Der Rückstoßmotor 24 ist ein in sich abgeschlossener Raketenmotor. Der Schub des Rückstoßmotors 24 wirkt koHinear zur Profillängsachse der Ruderfläche 20. Weitere Ruderflächen 26 und 28. die im gleichen Abstand von der Ruderfläche 20 angeordnet sind, weisen mit ihnen emsprechend einstückig verbundene und in ihnen untergebrachte Rückstoßmo'-iren 30 und 32 auf und sind ebenfalls drehbar am Rn-..[>■ 12 befestigt.

Wie F i g. 2 zeigt, werden die Rnderflächen 20,26 und 28 von ihnen jeweils zugeordneten S' ''motoren 34, 36 und 38 gesteuert, die am oder :.„ T.utnpf 12 des Flugkörpers 10 gelagert sind Bei Betätigung des Stellmotors 34 wird beispielsweise die Ruderfläche 20 und damit der Rückstoßmotor 24 um die Achse 22 gedreht. Die anderen Ruderflächen 26 und 28 wenden auf die gleiche Weise bewegt.

Die Wirkung einer Drehung der Ruderfläche auf die Flugbahn des Flugkörpers 10 ist aus F i g. 3 ablesbar, die einen Schnitt durch die Ruderfläche 20 längs eier Linie 3-3 der F i g. 1 nach einer Drehung der Ruderfläche 20 durch den Stellmotor 34 zeigt.

Der Pfeil A zeigt die Flugrichtung entlang der Achse 18 und der Pfeil B die Richtung des Schubs der Hauptantriebseinrichtung 16 und der relativen Windumströmung. Die Kraft C des Windstroms, die auf die Ruderfläche 20 wirkt, ist im rechten Winkel zu deren Oberfläche und damit rechtwinklig zur Profillängsachse 40 der Ruderfläche 20 gerichtet. Die Komponenten der Kraft Cwerden von einer Widerstandskraft D. die eine Bremswirkung auf den Flugkörper ausübt, und einer Seitenkomponente E gebildet, die durch die Spitze der Achse 22 wir! :nd ein Moment auf den Rumpf 12 aufbringt, so daß dieser um eine Achse drehen will, die durch den nicht gezeigten Drehmittelpunkt des Flugkörpers verläuft. Die koordinierte Drehung der Ruderflächen 20, 26 und 28 kann zur Steuerung der Flügbahn des Flugkörpers IQ verwendet werden <>o lange die Seitenkomponente fder Kraft Causreichend groß ist. Diese Art einer aerodynamisch -n Steuerung weist bei geringer UmStrömungsgeschwindigkeit eine geringe Wirksamkeit auf. d. h. während der Boostphase des Abschusses, und zwar Infolge der relativ geringen aerodynamischen Kraft C. Di.^se geringe Wirksamkeit der Ruderflächen läßt sich teilweise durch die in Fi g. 2 gezeigte Steuerschaltung ausgleichen, die das Ausmaß der Drehung der Steuerflächen um ihre Achsen während der Boostphase vergrößern kann. Schwierigkeiten mit der Ansprechgeschwindigkeit und der begrenzten Bewegung begrenzen aber auch die Wirksamkeit dieser Kompensation. Auf jeden Fall aktiviert die Steuerschaltung 42 die Stellmotore 34, 36 und 38 ansprechend auf Informationen bzw. Befehle, die von im Flugkörper 10 vorgesehenen Lagefühlern 44 und einer Bodenkontrolle 46 geliefert werden.

Wie aus F i g. 3 hervorgeht, wird die aerodynamische Kraft, die durch Drehen der Ruderfläche 20 in der Windumströmung erhalten wird, durch ein kontinuierliches Brennen des Rückstoßmotors 24 verstärkt. Der Schub des Rückstoßmotors 24 verläuft auf der Profillängsachse 40 und ist als Kraft Fdargestellt. Die Komponenten der Kraft F sind eine zusätzliche Vortriebskraft C. die sich zum Schub der Hauptantriebseinrichtung 16 addiert, und eine Seitenschubkomponente H, die eine Rückstoßkraft auf den Rumpf 12 ähnlich der aerodynamischen Komponente Eaufbringt, um den Rümpf 12 mit einem Moment zu beaufschlagen.

das die Flugbahn des Flugkörpers 10 ändert.

Da die Rückstoßmotoren 24, 30 und 32 (Fig.2) entlang den Prcfiltiefenachsen der Ruuerflächen 20, 26 und 28 wirken, steuert die Steuerschaltui ^ 42 die von der aerodynamischen und der Rückstoßr reuerung aufgebrachten Momente gleichzeitig, ohne daß zusäfzliche Steuerschaltungen erforderlich wären, um die Rückstoßrnotoren 24,30 und 32 zu steuern. Diese beiden Steuerwirkuijen, die mit Vorteil der Beeinflussung durch die gemeinsame Steuerschaltung und den Stellmotor unterliegt, ergänzen einander betrieblich. Bei geringen Geschwindigkeiten und daher niedrigen aerodynamischen Krpften liefern die RückstußrrOtoren 24,30 und 32 den erforderlichen Schub, um die Richtung des Flugkörpers zu bestimmen, während die Ruderflä-

j5 chen 20, 26 und 2S tu diesem Zweck gedreht werden. Wenn die Geschwindigkeit zunimmt und damit auch die aerodynamischen Kräfte aut Werte steigen, die für die Richtungssteuerung des Flugkörpers 10 ausreichen, werden die Rücksloßkräfte nicht mehr gebraucht und können verringert oder beispielsweise durch Abbrennen abgeschaltet werden.

F i g. 4 zeigt eine Weiterbildung des Flugkörpers, mit der sich der letztgenannte Effekt erreichen läßt, wobei die in Seitenansicht dargestellte Ruderfläche 20. die bei Steuerung durch die Steuerschaltung 42 gemäß Fi g. 2 um die Achse 22 gedreht werden ksnn. ist der Rückstoßmotor 24 als sich verjüngende Brennstoffcharge dargestellt, so daß der Schub mit der Brennzeit abnir..mt. Diese Schubabnahme geht mit dem Anwach-

V) sen der aerodynamischen Steuerkaft bei zunehmender Geschwindigkeit des Geschosses nach dem Abschuß einher, so daß die Steuerkräfte für eine vorgegebene Lage der Ruderfläche 20 unter dem Einfluß des zugeordneten Stellmotors 34 und der Steuerschaltung 42 konstant bleiben und die Steuerstabilität verbessert wird.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

1 Patentansprüche:

1. Flugkörper mit einem zylindrischen Rumpf, einer entlang seiner Längsachse wirkenden Hauptantriebseinrichtung mit einer Vielzahl von Ruderflächen, die schwenkbar am und außerhalb des Flugkörpers gelagert sind und um eine zur zylindrischen Oberfläche des Flugkörpers rechtwinklige Achse zur aerodynamischen Steuerung der Flugrichtung des Flugkörpers schwenkbar sind, mit einem jeder Ruderfläche zugeordneten Steilmotor, der die Winkelstellung der Ruderfläche relativ zum Flugkörper einstellt, mit einer Steuerschaltung, die die Stellmotoren zur Steuerung des Fluges des Flugkörpers betätigt, und mit einem jeder Ruderfläche zugeordneten Schuberzeuger, dadurch gekennzeichnet, daß der Schuberzeuger einen unabhängigen, in sich geschlossenen, nur für eine begrenzte Zeitdauer Schub liefernden kontinuierlich brennenden Rückstoßmoior (24,30,32) aufweist der jeweils mit d?r zugeordneten Ruderfläche (20, 26, 28) einstückig Verbundes* und in ihr untergebracht ist

2. Flugkörper nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet daß die unabhängigen Rückstoßmotoren (24,30,32) so ausgebildet sind, daß die Schubstärke in Abhängigkeit von der Zeit in dem Maße abnimmt in dem die auf die Ruderflädien (20, 26, 28) einwirkenden aerodynamischen Kräfte zunehmen.