DE3003231A1 - Steuereinrichtung fuer durch strahlreaktion angetriebene flugkoerper, raketen o.dgl. - Google Patents
Steuereinrichtung fuer durch strahlreaktion angetriebene flugkoerper, raketen o.dgl.Info
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Description
DORNIER GMBH
7990 Friedrichshafen
7990 Friedrichshafen
Reg. 2476
Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene
Flugkörper/ Raketen o.dgl.
Flugkörper/ Raketen o.dgl.
Die Erfindung betrifft eine Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion
angetriebene Flugkörper, Raketen o.dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb
des Flugkörpers mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit Strahlaustrittsdüsen vorhanden sind, deren Strahlachsen auf
einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen
Abständen voneinander liegen.
Bei Flugkörpern der genannten Art ist es üblich, die Strahlaustrittsdüsen
der Raketenmotoren so anzuordnen, daß der Strahlaustritt parallel oder aber von der Flugkörperlängsachse weggerichtet
erfolgt. Diese Anordnung der Raketenmotoren bzw. der
Strahlaustrittsdüsen ermöglicht durch Variierung der Schubstärken z.B. die Nicksteuerung des Flugkörpers. .
Strahlaustrittsdüsen ermöglicht durch Variierung der Schubstärken z.B. die Nicksteuerung des Flugkörpers. .
Es sind ferner auch Antriebsanlagen bekannt geworden, bei denen die Strahlaustrittsdüsen zur Steuerung des Flugkörpers, sowohl
um die Roll- als auch um die Nick- bzw. Gierachse, schwenkbar
angeordnet sind. Bei derartigen Ausbildungen bestehen jedoch Probleme hinsichtlich der Abdichtung der relativ gegeneinander
bewegbaren Teile der Antriebsanlage, d. h. der Strahlaustrittsdüsen gegenüber feststehenden Teilen und in Bezug auf die für
eine Verstellung der Strahlaustrittsdüsen erforderliche Betätigungseinrichtung.
Ausgehend von Flugkörpern, die mehrere getrennte Antriebsanlagen bzw. mindestens zwei Strahlaustrittsdüsen besitzen, ist
Aufgabe der vorliegenden Erfindung sowohl eine Verbesserung der Strömungsverhältnisse in Bezug auf das Ablöseverhaiten,
insbesondere im Bereich der Strahlaustritte, als auch eine Verbesserung der Schubwirkung hinsichtlich der erzielbaren Steuermomente
um Gier- und Nickachse.
Erfindungsgemäß ist die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, daß die Strahlaustrittsdüsen mit ihren Strahlachsen in Ebenen liegen,
die auch die Flugkörperlängsachse enthalten und die Strahlachsen für einen aufeinander zugerichtet verlaufenden Strahlaustritt
um gleiche Winkelbeträge geneigt angeordnet sind. Vorteilhafterweise werden durch die geneigt gegen die Flugkörperlängsachse
austretenden Treibgasstrahlen gegenüber bisher bekannten Ausführungen mit nach außen gerichtetem Strahlaustritt,
bei gleichem Abstand des Schwerpunktes von der Flugkörperhinterkante, wesentlich größere Hebelarme für den Angriff
der Schubkräfte und damit größere Steuermomente um Nick- bzw.
Gierachse wirksam. Mit einer solchen Ausbildung werden durch Strahlinterferenz höhere Schubkräfte erzielt.
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In weiterer, vorteilhafter Ausgestaltung des Haupterfindungsgedankens
ist ferner vorgesehen, daß die Strahlaustrittsdüsen zur Erzeugung von Rollsteuermomenten um zu den Strahlachsen
geneigte Achsen drehbar angeordnet sind.
Des weiteren ist vorgesehen, daß den Strahlaustrittsdüsen zur Erzeugung von Rollsteuermomenten eine um die Längsachse des
Flugkörpers drehbare Spoilerscheibe zugeordnet ist, welche die Strahlaustrittsöffnungen der Strahlaustrittsdüsen überdeckende
Durchtrittsöffnungen mit in die Gasstrahlen einschwenkbaren Strahlablenkflächen aufweist. Die aufeinander zulaufende Strahlführung
ergibt in Verbindung mit der Ablenkung der Treibgasstrahlen
durch die Ablenkmittel auch eine Verstärkung der Steuermomente für die RoI!steuerung.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt.
Es zeigt:
Fig. 1 den hinteren Abschnitt eines raketengetriebenen Flugkörpers'
in Seitenansicht, schematisiert und teilweise geschnitten dargestellt,
Fig. 2 eine Ansicht des Flugkörpers gemäß Fig. 1, gesehen in Richtung auf die Strahlaustritte,
Fig. 3 als weitere Ausführungsform den hinteren Abschnitt
eines raketengetriebenen Flugkörpers in Seitenansicht, schematisiert und teilweise längsgeschnitten dargestellt
und
Fig. 4 eine Ansicht des Flugkörpers gemäß Fig. 3, gesehen in Richtung auf die Strahlaustritte.
" ·3 η η 31 / η 1 η %
Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel nach Fig. 1 und 2 ist mit 1 der gesamte Flugkörper, mit 2 die äußere Ummantelung und
mit X die Flugkörperlängs- bzw. Rollachse bezeichnet. Innerhalb
der Ummantelung 2 sind in gebündelter Anordnung Antriebsanlagen 3, 4 bzw. 5, 6, z.B. Raketenmotoren, angeordnet. Die
Längsachsen der Motoren 3 bis 6 bzw. die Strahlaustrittsachsen X1 liegen dabei in Bezugsebenen E-E, welche auch die Flugkörperlängsachse
X enthalten. Bei der im Ausführungsbeispiel vorgesehenen Anordnung von vier Antriebsmotoren stehen je zwei Motoren
einander diametral gegenüber, wobei die Strahlachsen X1,
gesehen in Umfangsrichtung, gleiche Abstände voneinander aufweisen.
Die Raketenmotoren 3 bis 6 enthalten in herkömmlicher Weise Brennkammern 8, entsprechende Brennstoffvorratsbehälter sowie
TreibstoffZuführungen mit Regeleinrichtungen. Die Strahlaustrittsdüsen 10, 11, 12, 13 der Raketenmotoren 3
bis 6 bzw. deren Strahlachsen X1 sind in Richtung auf die Rollachse
X des Flugkörpers 1 um einen gleichen Winkel OC geneigt
angeordnet, so daß die Treibgasstrahlen gegeneinander gerichtet aus den Düsen 10 bis 13 austreten. Wie bereits beschrieben,
liegen die Strahlachsen X1 dabei in Ebenen E-E, welche auch die
Flugkörperrollachse bzw. die Flugkörperlängsachse X einschließen.
Nach dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 3 und 4 ist den Strahlaustrittsöffnungen
23 der Strahlaustrittsdüsen 10 bis 13 eine Spoilerscheibe 18 zugeordnet, die der Anzahl der Strahlaustrittsöffnungen
23 und deren Durchmesser entsprechende Durch-
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trittsöffnungen 19 besitzt. Mittels der Durchtrittsöffnungen
19 sind an der Spoilerscheibe 18 Zwischenwandabschnitte 22 gebildet, die für den Eingriff in die Treibgasstrahlen zur Erzeugung
einer Rollbewegung des Flugkörpers 1 um seine Längsachse X dienen. Die Spoilerscheibe 18 weist Schalenform auf
und hat mit ihrer Außenwandfläche 24 einen geringstmöglichen Abstand von den Strahlaustrittsöffnungen 23 der Strahlreaktionsdüsen.
Ferner bezeichnet hierbei a den Abstand des Schwerpunktes c von der Flugkörperhinterkante, T die Schubresultierenden
und h die wirksamen Hebelarme.
Die Wirkungsweise der Steuereinrichtungen gemäß Fig. 1 und 2 der beschriebenen Ausführung ist dabei wie folgt:
Die gegeneinander und gegen die Flugkörperlängsachse geneigt austretenden Treibgasstrahlen erzeugen innerhalb des Interferenzraumes
15 und in einem anschließenden Bereich eine schubverstärkende Interferenzwirkung. Daraus ergeben sich für die
Nicksteuerung bzw. Giersteuerung des Flugkörpers 1 bei einem gegebenen Abstand a des Schwerpunktes c von der Flugkörperhinterkante
verstärkte Nickmomente bzw. Giermomente, und zwar durch die Vergrößerung der wirksamen Hebelarme h, in Bezug auf
die Schubresultierenden T, im Gegensatz zu dem bisher bekannten zur Flukörperlängsachse parallelen oder nach außen gerichteten
Strahlaustritt.
Bei der Ausführung gemäß Fig. 3 und 4 wird, zusätzlich zur Gier- und Nicksteuerung, durch die Spoilerscheibe 18 eine Ab-
1 ?■ π 0 3 "? / π 1 H *
lenkung der aus den Strahldüsen 10 bis 13 austretenden Treibgasstrahlen
im Sinne der Erzeugung eines Rollmomentes bewirkt. Zur Erzeugung des Rollmomentes wird dabei die Spoilerscheibe
18 um die Achse 21 gedreht/ so daß die Durchtrittsöffnungen 19 der Spoilerscheibe 18 nicht mehr mit den Strahlaustrittsöffnungen
23 der Strahlaustrittsdüsen 10 bis 13 in überdeckung
sind. Die Zwischenwandabschnitte 22 der Spoilerscheibe 18 greifen
gleichzeitig und von der gleichen Seite in die Treibgasstrahlen der Austrittsdüsen 10 bis 13 ein und bewirken die gewünschte
Ablenkung. Es wird dabei eine am Plugkörper tangential in Umfangsrichtung angreifende Schubkomponente erzeugt, die die
Lage des Flugkörpers 1 in Bezug auf seine Rollachse beeinflußt.
24. Jan. 1980 130032/0106
Leerseite
Claims (5)
1.) Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene
Plugkörper, Raketen o.dgl., insbesondere zur Steuerung um
die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers
mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit Strahlaustrittsdüsen vorhanden sind, deren Strahlachsen auf einem
zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen
Abständen voneinander liegen, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) mit ihren Strahlachsen
(X1) in Ebenen (E-E) liegen, die auch.die Flugkörperlängsachse
(X) enthalten und die Strahlachsen (X') für einen aufeinander zugerichtet verlaufenden Strahlaustritt um
gleiche Winkelbeträge (<£) geneigt angeordnet sind.
2. Steuereinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Bereich der Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen
(10, 11, 12, 13) eine zumindest teilweise innerhalb der äußeren Ummantelung (2) liegende Interferenzzone
(15) gebildet ist.
3. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) zur Erzeugung von Rollsteuermomenten um zu den Strahlachsen geneigte
Achsen drehbar angeordnet sind.
4. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß den Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) zur Erzeugung von Rollsteuermomenten eine um die Längsachse (X)
des Flugkörpers drehbare Spoilerscheibe (18) zugeordnet ist, welche die Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen
(10, 11, 12, 13) überdeckende Durchtrittsöffnungen (19) mit in die Gasstrahlen einschwenkbaren Strahlablenkflächen
(22) aufweist.
5. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 und 4, dadurch gekennzeichnet,
daß die Spoilerscheibe (18) die Form eines Schalenteiles besitzt, und dessen konvexe Außenwandfläche (24)
den Austrittsöffnungen (23) der Düsen (10, 11, 12, 13) zugewandt ist.
130032/0106
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