DE3003231C2 - Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen o.dgl. - Google Patents
Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen o.dgl.Info
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Description
Die Erfindung betrifft eine Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen
od. dgl., insbesondere zur Steuerung um die Nick- bzw. Gierachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers
mindestens zwei regelbare Antriebsmotoren mit feststehend angeordneten 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
ζ. B. die Nicksteuerung des Flugkörpers.
Es sind ferner auch Antriebsanlagen bekanntgeworden, 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 Teile 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 Ablöseverhalten, insbesondere im Bereich der Strahlaustritte, als auch eine Verbesserung der
Schubvi ;rkung hinsichtlich der erzielbaren Steirermomente
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 zur Bildung einer
Interferenz/one eine stromab aufeinander zugerichtete und um gleiche Winkelbeträge geneigte Lage einnehmen.
Vorteilhafterweise werden durch die geneigt gegen die Flugkörperlängsachse austretenden Treibgasstrahlen
gegenüber bisher bekannten Ausführungen mii 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.
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
Rolisteuerung.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der. Erfindung dargestellt. Es zeigt
F i g. 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,
F i g. 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.
Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel nach F i g. 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 5, 4 bzw. 5, 6, z. B. Raketenmotoren, angeordnet. Die
Längsachsen der Motoren 3 bis 6 bzw. die Strahlaustrittsachsen X' 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
X', 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 Raketen-
motoren 3 bis 6 bzw. deren Strahlachscn X' sind in
Richtung aaf die Rollachse X des Flugkörpers 1 um einen gleichen Winkel α geneigt angeordnet, so daß die
Treibgasstrahlen gegeneinander gerichtet aus den Düsen 10 bis 13 austreten. Wie bereits beschrieben,
liegen die Strahlachsen X' dabei in Ebenen E-E, weiche
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 Durchtrittsöffnungen 19
besitzt. Mittels der Durchtrittsöffnungen 19 sind an der
Spoilerscheibe 18 Zwischenwandabschnitte 22 gebildet, ii die für den Eingriff in die 1 reibgasstrahlen zur
Ei zeugung 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
;ypn 'der Flugkorperhinterk'ante, Tdie Schubfesültiiren-
~den und Λ die wirksamen Hebelarme.
~: Die Wirkungsweise der Steuereinrichtungen gemäß
:Fig. 1 und 2 der'beschriebenen Ausfuhrung ist dabei
^wie folgt:
Die gegeneinander und gegen die Flugkörperlängsaciise
geneigt austretenden Treibgassträhjen erzeugen
innerhalb der Interferenzzone 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 A1 in bezug auf die Schubresultierenden
T, im Gegensatz zu dem bisher bekannten zur Flugkörperlängsachse parallelen oder nach außen
gerichteten Strahlaustritt.
Bei der Ausführung gemäß F i g. 3 und 4 wrd,
zusätzlich zur Gier- und Nicksteuerung, durch die Spoilerscheibe 18 eine Ablenkung 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 Strahlaus
trittsdüsen 10 bis 13 in Überdeckung sind. Die ,Zwischenwandabschnitte 22 der Spoilerscheibe 18
greifen gleichzeitig und von der gleichen Seite in.die
Treibgasstrahlerifder Austrittsdüsen "10 bis 13 ein und
bewirken die gewünschte Ablenkung. Es wird dabei eine am Flugkörper tangential in Umfangsrichtung angreifende
Schubkomponente erzeugt, die die Lage des Flugkörpers 1 in bezug auf seine Rollachse beeinflußt.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (4)
1. Steuereinrichtung für durch Strahlreaktion angetriebene Flugkörper, Raketen od. dgl., insbesondere
zur Steuerung um die Nick- bzw. Gicrachse, wobei für den Antrieb des Flugkörpers mindestens
zwei regelbare Antriebsmotoren mit feststehend angeordneten Slrahlaustrittsdüsen vorhanden sind,
deren Strahlachsen auf einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis in gleichen Abständen
voneinander liegen, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strahlaustrittsdüsen (10, ί 1,12,13) mit
ihren Strahlachsen (X') in Ebenen (E-E) liegen, die auch die Flugkörperlängsachse f-ty enthalten und die
Strahlachsen (X)zux Bildung einer !nterferenzzone
(15) eine stromab aufeinander zugerichtete und um gleiche Winkelbeträge (λ) geneigte Lage einnehmen.
2. Steuereinrichtung nach Anspruch I, dadurch gekennzeichnet, daß zur Ausnutzung des Interferenzeffekies
im Bereich der Strahlaustrittsöffnungen (23) der Strahlaustrittsdüsen (10, 11, 12, 13) innerhalb
einer sämtliche Antriebsmotoren (3, 4 bzw. 5, 6) einschließenden äußeren Ummantelung (2) ein
stromab offener Raum gebildet ist.
3. 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 Strahlablenkflät-hen (22) aufweist.
•
4. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 und 4, 3*5
dadurch gekennzeichnet, daß die Spoilerscheibe (18) die Form eines Schalenteiles besitzt, dessen konvexe
Außenwandfläche (24) den Austrittsöffnungen (23) der Düsen (10,11,12,13) zugewandt ist.
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