EP1813907A1 - Flugkörper für den Überschallbereich - Google Patents

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EP1813907A1
EP1813907A1 EP07001443A EP07001443A EP1813907A1 EP 1813907 A1 EP1813907 A1 EP 1813907A1 EP 07001443 A EP07001443 A EP 07001443A EP 07001443 A EP07001443 A EP 07001443A EP 1813907 A1 EP1813907 A1 EP 1813907A1
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EP
European Patent Office
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aero
spike
missile
pivotable
spikes
Prior art date
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Granted
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EP07001443A
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English (en)
French (fr)
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EP1813907B1 (de
Inventor
Erich Dr. Schülein
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Original Assignee
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
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Publication date
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Publication of EP1813907A1 publication Critical patent/EP1813907A1/de
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Publication of EP1813907B1 publication Critical patent/EP1813907B1/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles
    • F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes

Definitions

  • the invention relates to a missile for the supersonic range with an aero-spike, which extends upstream from a front end face of the missile.
  • Aero spikes are attached directly to, for example, a semi-spherical nose or a seeker head of the missile and are aligned along a longitudinal axis of the missile.
  • the aero-spike can be significantly reduced by an induced flow separation in the area of the distal end of the aero-spike, which results from the interaction of the bow thrust with the boundary layer at the aero-spike, in [1 ] is estimated at up to 80%.
  • the document proposes not to form the aero-spike as a mandrel with a constant cross-section and with a tip or a plate at the distal end, but rather to provide a spherical, ellipsoidal or teardrop-shaped attachment at the distal end.
  • This has the result that a compression shock occurs in the region of the distal end of the aero-spike, which is immediately attenuated by a dilution fan.
  • Behind the dilution fan occurs at the essay a replacement.
  • the detached flow mixes with the flow behind the dilution fan and occurs both on the windward side and on the leeward side, where it is then pushed off as well.
  • the invention has for its object to provide a missile with an Aero-Spike, in which with alternative or cumulative to the aforementioned measures proposed design features negative effects of flow to the missile at an angle to the longitudinal axis of the missile are at least reduced.
  • the present invention is based on the idea to adapt the missile with the Aero-Spike (exclusively) measures taken by a-priori measures or measures taken before the launch of the missile to different flight conditions. Rather, it is suggested that the Aero-Spike, taking into account the respective flight conditions of the missile is pivotable. In the event that with the pivoting of the aero-spike primarily changed angle of attack in a plane passing through the longitudinal axis of the missile plane is taken into account, this may, for example.
  • the aero-spike be pivotable about an axis perpendicular to the longitudinal axis and the previously mentioned. Alternatively, a spatial pivoting of the aero-spikes can take place about a pivot point arranged in the region of the front end face.
  • an "aero-spike” is understood to mean, in particular, a flow-guiding element which increases the effective degree of slimming of the aircraft by means of a local current reduced in the direction of flight and reduces the nose resistance.
  • the generation of such a local stream at the bow of the missile is carried out, for example, directly by means of so-called “jet spikes” (often referred to as “counterflow-jet”, cf., eg [3]), or directly by a manipulation of the total pressure distribution in the atmosphere, which, in interaction with this bow thrust, leads to the formation of a recirculation bubble.
  • jet spikes of the total pressure distribution in the atmosphere
  • the last type also includes applications with optical, electrical and electromagnetic flow heating by means of "beam-spikes” (also known as “energy deposition control” or the like, see also [3], [4 ]).
  • the variability of the aero spikes can result in a simplified structural design, which is error-resistant even under harsh operating conditions.
  • At least one alignment element is provided. According to an influence of the flow on this alignment element of the Aero-Spike is automatically and passively swiveled.
  • the alignment elements may be rigid elements in accordance with the principle of a wind vane, which are arranged downstream of the bearing point or a bearing axis of the Aero-Spikes and their alignment with the flow, the orientation of the Aero-Spikes pulls.
  • the alignment element may be a flat or curved surface.
  • the alignment element may be formed as a lattice. In this case, the well-known excellent stability behavior of a grating surface wind vane can be used for the invention.
  • the pivoting can also be done by active measures.
  • active is understood to mean a pivoting using an energy supply of the missile and / or a control or regulation unit with a suitable actuator. Such active pivoting may account for anticipated flight and flow conditions or actual or detected flow or flight conditions.
  • the missile has a memory unit in which an a priori defined course of a desired influence of the aero-spikes during a flight phase can be stored.
  • the aero-spike can be actively pivoted taking into account the stored history.
  • different flight phases such as a climb, a flight phase with cruising altitude and a Zielanflugphase are stored with the associated expected time periods, so that the respective requirements can be taken into account by changing the position of the aero-spikes in the respective phases of flight.
  • any other different flight phases are to be considered a priori in the memory unit.
  • a particularly simple suitable pivoting of the aero-spike can take place in that it depends on a steering action of the missile.
  • an optimal pivoting angle of the aero-spike be stored depending on the steering action of the missile, so that in flight for a request for a suitable steering action optimum pivoting of the aero-spike is known.
  • Such a dependency can be stored in the form of maps or functional dependencies.
  • the pivoting of the aero-spike with a steering element of the missile is electrically, mechanically or hydraulically coupled.
  • the aero-spike is pivotable together with the front end face of the missile.
  • the pivoting enabling grooves, guides, bearings u. ⁇ . Be avoided in the area of the flow conditions of great importance playing face.
  • the front end face is not formed part-spherical in the area of the aero-spike, can continue to be ensured by a joint pivoting of the aero-spike and the front face, that in addition to the adaptation of Aero spikes at the angle of attack also a dependence of the orientation of the front end face against the direction of flow is at least reduced.
  • a homing head is arranged in the missile, which searches a target, for example, with IR or radar wave transmission.
  • a homing dome to cover the homing head may cause u.
  • the aerodynamic requirements may lag behind the desired seeker head functionalities, so the missile may be equipped with a semi-spherical nose which, while capable of high bow drag, improves the seeker head functionality, which is beneficial, for example, for high agile aircraft is.
  • all necessary radar antennas or IR sensors can be optimally positioned.
  • the entire "field of view" of the homing head dome can be made of radiation-transmissive materials. Such a concept allows active and flight direction independent target tracking by a corresponding separate movement of the homing head. Due to the requirement for the target seeker dome to be made of a transmissive material, it may be necessary to use a material which places increased demands on the maximum temperatures and pressures acting in the area of the target seeker dome.
  • the pivotable aero-spike has a thickening at its distal end.
  • a thickening is a disk, a sphere, a cone, a drop shape or an ellipsoid.
  • the missile 1 illustrated in the figures is intended, after covering a trajectory, to hit a moving or stationary target object on land, water or in the air, according to FIG. 1, an opposing missile 3.
  • the missile 1 has in the region of a front end face 4 a homing seeker 5, via which the position of the target object relative to the missile can be detected and influenced via a control device steering elements such that the trajectory 2 of the missile 1 hits the target object.
  • the front end face 4 is formed with a substantially part-spherical Zielsuchkopfdom 6, which is mounted with a pivot axis or a ball joint 7 pivotable about the pivot axis or spatially movable relative to the ball joint relative to the housing of the missile 1.
  • the Zielsuchkopfdom 6 is independent of the pivoting under sealing and under favorable aerodynamic design in a tubular outer surface 8 of the missile 1 over. 1, the flow 9 of the medium in which the missile 1 moves is indicated by an arrow. Opposite a longitudinal axis 10-10 results in an angle of attack 11, which is for the flight state shown in Fig. 1 # 0.
  • an aero-spike 12 carried by the target seeker dome 6 is aligned with the longitudinal axis 10-10 and the flow direction.
  • the aero-spike 12 is designed for the illustrated embodiment as a mandrel with a cylindrical lateral surface whose longitudinal extent is a multiple of the diameter.
  • At the proximal end of the aero-spike 12 is fixedly connected to the Zielsuchkopfdom 6.
  • the distal end 12 has a taper or conical tip for the illustrated embodiment, in which case also out DE 199 53 701 C2 known deviating geometries and essays can be used.
  • the Zielsuchkopfdom 6 is pivoted about the previously described neutral position about an axis oriented vertically to the plane, so that a pivot angle 13 of the Aero-Spikes 12 relative to the longitudinal axis 10-10 results.
  • a pivot angle 13 of the Aero-Spikes 12 relative to the longitudinal axis 10-10 results.
  • the angle of attack 11 corresponds to the pivot angle 13 the angle of attack 11, wherein for another design is also possible that the pivot angle 13 deviates from the angle of attack 11, in particular smaller than this.
  • the attachment point of the Aero-Spikes 12 moves to the Zielsuchkopfdom 6 on a circular path around the pivot axis 7 with the radius of the distance of the attachment point of the pivot axis, so that with increasing pivoting the distance of the attachment point is increased from the longitudinal axis 10-10.
  • the Zielsuchkopfdom 6 carries alignment elements 14.
  • the alignment elements 14 are to be referred to as L-shaped in a first approximation, wherein the free end portion of the short leg of the L is rigidly secured to the Zielsuchkopfdom 6 and the long leg of the L in the neutral position approximately parallel to the longitudinal axis 10-10 and slightly spaced from the lateral surface 8 of the missile 1 extends.
  • the end of the alignment elements facing away from the Zielsuchkopfdom 6 carries surfaces 15 or a Gitterleitmaschine.
  • the surface 15 or the lattice are arranged in the direction of the longitudinal axis 10-10 behind the pivot axis 7 of Aero-Spike 12, Kugelsuchkopfdom 6 and the alignment elements 14 so that forces due to the flow, which act on the surfaces 15 and are greater than on the aero-spike 12 forces exerted by the flow, cause the Aero-Spike 12 aligns exactly to the flow 9.
  • the distance of the alignment elements 14 from the lateral surface 8 of the missile 1 is selected such that the required pivoting about a pivot angle 13 during an expected flight operation is possible.
  • FIG. 3 and 4 show a sketch of the resulting flow structures, on the one hand for a prior art rigid aero-spike 12 and on the other hand for a pivotable aero-spike according to the present invention in an oblique flow. While, according to FIG. 3, the front end face 4 and the homing seeker dome 6 in the region 16 are acted upon by the flow detached from the aero-spike 12, such a stress is the front end face 4 and the Zielsuchkopfdoms 6 for the pivoting of the Aero spikes 12 as shown in FIG. 4 largely avoided.
  • FIG. 5 shows a schematic block diagram for actively influencing the swivel angle 13 of the aero-spike 12 with respect to the longitudinal axis 10-10 of the missile.
  • a measuring element 17 supplies a signal 18 which at least correlates with the angle of attack 11.
  • the signal 18 is fed to a control device 19.
  • the control device 19 determines an application signal 20 for an actuator 21 which, in particular via a force, a moment, a travel or an angle 22, acts on the aero-spike 12 for adjusting the swivel angle 13.
  • the control device 19 may be provided separately for driving the Aero-Spikes 12 or, as indicated in Fig. 5, take over other functions, such as generate steering signals 23 to influence the trajectory 2 of the missile 1 or process signals of the homing 5.
  • the control device 19 is connected via a signal connection 24 in conjunction with a memory device 25 in which, for example, a priori determined gradients for the pivot angle 13 of the Aero-Spikes 12 are stored and / or dependencies of the Beaufschlagungssignals 20 of a signal 18 and / or steering signals 23 in Form of functional parameters or maps are stored.
  • the missile 1 in the front end region has an extension 26 which carries a spherical end portion 27.
  • Fixedly connected to the Zielsuchkopfdom 6 are inwardly extending support 28 which carry a ball sleeve 29.
  • the spherical end portion 27 and the ball sleeve 29 form a joint 30, via which the Zielsuchkopfdom 6 with the attached thereto Aero-spike 12 is spatially, for example in the direction 31 relative to the missile 1 is pivotable.
  • the Zielsuchkopfdom 6 is approximately spherical and received in a ball seat 32 of the missile 1, whereby in this case, the joint 30 is formed. If such a training in the Zielsuchkopfdom 6 to arrange a homing head, so this is to be formed as an independent unit. Alternatively, a transmission of electrical signals between the missile 1 and the Zielsuchkopfdom 6 done, for example by means of sliding contacts, moving wires or a transmission of radio signals.
  • the Aero-Spike 12 has a spherical or cylindrical end portion 33, with which this is pivotally mounted in the spatial direction or pivotally mounted in the plane in a cylindrical or spherical receptacle 34, whereby in this case the joint 30th is formed.
  • the sleeve 36 carries on both sides in the direction of the transverse axis 38-38 oriented bearing pin 39, 40, with respect to which the aero-spike 12 is mounted with the alignment elements 14 in the region of bearing eyes 41, 42 pivotable about the transverse axis 38.
  • the alignment elements 14 are formed in the form of a sheet-like body, which extends approximately circular around the Zielsuchkopfdom 6, here centrally carries the Aero-Spike 12, the side of the Zielsuchkopfdoms 6, the bearing eyes 41, 42nd forms and is rotated in the opposite end of the aero-spike 12 for a suitable flow around the longitudinal axis of the end portions.
  • FIGS. 10 to 12 show a further embodiment for ensuring a pivotability of the aero-spike 12 with the alignment elements 14.
  • aero-spike 12 and alignment elements 14 are fixedly disposed on an outer sleeve 36, the is supported by a slide bearing pivotable about the longitudinal axis 10-10 relative to an outer cylindrical lateral surface of a hollow cylindrical intermediate body 43.
  • the sleeve 36 with the associated attachments such as aero-spike 12 and alignment elements 14 can have a center of gravity which is arranged eccentrically to the longitudinal axis 10-10.
  • the intermediate body 13 is supported by bearing bolts 39, 40 in the direction of the transverse axis 38-38 pivotally about this against an inner body 44 of the missile 1, wherein the bearing pins 39, 40 are fixedly connected to the inner body 44 and in bearing eyes of the intermediate body 43 are pivotable or are fixedly connected to the intermediate body 43 and in bearing eyes of the inner body 44 are pivotable.
  • a blunt nasal shape is typically used, which is necessary to ensure the functionality of the seeker head.
  • this form leads to a very high aerodynamic resistance, which occurs for example at supersonic speeds by forming a strong compression shock at the bow. As it passes through the shock, the entropy of the flow medium increases and at the same time the static pressure drops. This causes the so-called wave resistance on the missile, which increases very much from the intensity of the bow thrust and with the speed.
  • the relative size of the aero spike may vary for different missions, aero spike types, and speed ranges. From the literature, information on the most effective rigid aero spikes for low supersonic speeds (Mach number between 1.8 and 3) known, said z. B. is dull aero spikes with relative thicknesses usually ⁇ 0.2 D and a relative length of about (1-2) D, where D denotes the frontal diameter of the missile.
  • an equilibrium position of the pivot angle 13 may be predetermined, for example via suitable spring elements or detents for a pivoting angle of zero.

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper (1), der im Überschallbereich eingesetzt ist. Bekannte derartige Flugkörper besitzen Strömungsleitelemente in Form von so genannten "Aero-Spikes" (12), unter Einsatz welcher die Anströmung einer vorderen Stirnfläche (4) reduziert wird. Diese Wirkung des Aero-Spikes (12) wird allerdings dann signifikant verringert, wenn sich ein Anströmwinkel (11) ungleich Null ergibt. Erfindungsgemäß wird vorgeschlagen, dass der Aero-Spike (12) durch aktive oder passive Maßnahmen verschwenkt wird, so dass der Aero-Spike (12) in Richtung der Strömung (9) ausgerichtet werden kann.

Description

    TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
  • Die Erfindung betrifft einen Flugkörper für den Überschallbereich mit einem Aero-Spike, welcher sich von einer vorderen Stirnfläche des Flugkörpers stromaufwärts erstreckt.
    • STAND DER TECHNIK
  • Eine Anordnung von einem Strömungsleitelement in Form eines Dorns, eines so genannten "Spikes" oder "Aero-Spikes" zur Druck- und/oder Temperaturminderung auf einer vorderen Stirnfläche eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit ist mittlerweile seit über 50 Jahren bekannt, vgl.
    Chang, P. K., "Separation of Flow", Pergamon Press, 1970.    [1]
  • Weiterer Wissensstand zur allgemeinen Problematik der Widerstandsreduzierung an stumpfen Körpern sowie zur Anwendung von Aero-Spikes ist den folgenden Literaturstellen zu entnehmen: Bertin J., "Hypersonic Aerothermodynamics", AIAA Education Series, 1994    [ [2]
    Formin V.M., Tretyakov P.K., Taran J.-P. "Flow Control Using Various Plasma And Aerodynamic Approaches (Short Review)", Aerospace Science and Technology, 8, 2004, Seiten 411-421   [ [3]
    Kremeyer K., "Lines of Pulsed Energy for Supersonic/ Hypersonic Drag Reduction; Generation and Implementation", AIAA-2004-0984, AIAA, 2004 (s. a.: Kremeyer, K., USPTO,
    Patent Nr. US 6,527,221 B1, Mai 2000    [[4]
    Gnemmi P., Srulijes J., Roussel K., Runne K., "Flowfield Around Spiked-Tipped Bodies for High Attack Angles at Mach 4.5", Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 40, Nr. 5, Seiten 622-631, Sept.-Okt. 2003    [[5]
  • Ein bekanntes Beispiel für einen Einsatz eines Aero-Spikes für einen Flugkörper ist die Lockheed Martin TRITDENT Langstreckenrakete. Aero-Spikes werden unmittelbar an einer beispielsweise halbsphärischen Nase oder einem Zielsuchkopf des Flugkörpers angebracht und sind entlang einer Längsachse des Flugkörpers ausgerichtet. Im Geradeausflug kann der Aero-Spike durch eine induzierte Strömungsablösung im Bereich des distalen Endes des Aero-Spikes, die als Ergebnis der Wechselwirkung des Bugstoßes mit der Grenzschicht an dem Aero-Spike zustande kommt, zu einer deutlichen Verminderung des Wellenwiderstands, die in [1] mit bis zu 80 % beziffert wird, führen.
  • In DE 199 53 701 C2 ist bereits erkannt worden, dass für eine Anströmung des Flugkörpers, die nicht exakt in Richtung der Längsachse des Flugkörpers erfolgt, die an dem distalen Ende des Aero-Spikes abgelöste Strömung fast ganz auf eine als Lee-Seite oder Abwindseite bezeichnete Seite verdrängt wird, während im Bereich einer Luv-Seite oder Anwindseite größtenteils die volle Außenströmung auf die Stirnfläche des Flugkörpers trifft. Trotz des Einsatzes des Aero-Spikes treten für derartige Anströmbedingungen unerwünschte Temperatur- und Druckerhöhungen auf. Zur Abhilfe schlägt die Druckschrift vor, den Aero-Spike nicht als Dorn mit konstantem Querschnitt und mit einer Spitze oder einem Teller am distalen Ende auszubilden, sondern vielmehr an dem distalen Ende einen kugel-, ellipsoid- oder tropfenförmigen Aufsatz vorzusehen. Dies hat zur Folge, dass ein Verdichtungsstoß im Bereich des distalen Endes des Aero-Spikes auftritt, der aber sofort durch einen Verdünnungsfächer abgeschwächt wird. Hinter dem Verdünnungsfächer tritt an dem Aufsatz eine Ablösung ein. Die abgelöste Strömung vermischt sich mit der Strömung hinter dem Verdünnungsfächer und tritt sowohl auf der Luv-Seite als auch auf der Lee-Seite auf, wohin sie dann ebenfalls abgedrängt wird. Die abgelöste Strömung beaufschlagt die gesamte vordere Stirnfläche des Flugkörpers, so dass die Stirnfläche praktisch gänzlich einer Reduzierung des Drucks und damit des Widerstands und der Temperatur ausgesetzt wird. Der beispielsweise kugelförmige Aufsatz soll daher dazu führen, dass die Umströmung der vorderen Stirnfläche des Flugkörpers vom Anstellwinkel weitestgehend unabhängig gestaltet werden kann.
  • Aus US 3,713,607 ist ein hohlzylinderförmiger Aero-Spike für einen Überschall-Flugkörper bekannt, wobei die Mantelfläche des Aero-Spikes perforiert ist. Die Befestigung des Aero-Spikes an der vorderen Stirnseite des Flugkörpers ist derart, dass mit der Fertigung des Flugkörpers oder vor einem Start des Flugkörpers eine Einstellung des Winkels des Aero-Spikes gegenüber der Längsachse des Flugkörpers ermöglicht ist.
  • Weiterer Stand der Technik ist aus AIAA 95-0737, DE 36 12 175 C1 und US 6,527,221 B1 bekannt.
    • AUFGABE DER ERFINDUNG
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper mit einem Aero-Spike vorzuschlagen, bei dem mit alternativ oder kumulativ zu den zuvor erwähnten Maßnahmen vorgeschlagenen Gestaltungsmerkmalen negative Auswirkungen einer Anströmung des Flugkörpers unter einem Anströmwinkel gegenüber der Längsachse des Flugkörpers zumindest verringert sind.
    • LÖSUNG
  • Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind den abhängigen Patentansprüchen 2 bis 12 zu entnehmen.
    • BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
  • Die vorliegende Erfindung basiert auf dem Grundgedanken, den Flugkörper mit dem Aero-Spike nicht (ausschließlich) durch a-priori-Maßnahmen oder vor dem Start des Flugkörpers getroffene Maßnahmen an unterschiedliche Flugbedingungen anzupassen. Vielmehr wird vorgeschlagen, dass der Aero-Spike unter Berücksichtigung von jeweiligen Flugbedingungen des Flugkörpers verschwenkbar ist. Für den Fall, dass mit der Verschwenkung des Aero-Spikes vorrangig veränderte Anströmwinkel in einer durch die Längsachse des Flugkörpers verlaufenden Ebene Rechnung getragen werden soll, kann hierzu bspw. der Aero-Spike um eine Achse verschwenkbar sein, die senkrecht zu der Längsachse und der zuvor genannten Ebene orientiert ist. Alternativ kann auch eine räumliche Verschwenkung des Aero-Spikes um einen im Bereich der vorderen Stirnfläche angeordneten Schwenkpunkt erfolgen. Durch einen derartigen Freiheitsgrad des Aero-Spikes kann insbesondere dafür gesorgt werden, dass die Längsachse des Aero-Spikes mit der Anströmung übereinstimmt oder eine Orientierung zwischen der Anströmung und der Längsachse des Flugkörpers einnimmt. Hierdurch kann bedarfsgerecht der Einfluss des Anstellwinkels auf die Umströmung der Stirnfläche oder Nase des Flugkörpers verringert oder eliminiert werden.
  • Unter einem "Aero-Spike" wird im Sinne der Erfindung insbesondere ein Strömungsleitelement verstanden, welches mittels eines lokalen, in Flugrichtung reduzierten Stroms den effektiven Schlankheitsgrad des Fluggeräts erhöht und den Bugwiderstand reduziert. Die Erzeugung eines derartigen lokalen Stroms am Bug des Flugkörpers wird dabei beispielsweise direkt mittels so genannter "jet spikes" (oft als "counterflow-jet" bezeichnet, vgl. z. B. [3]), durchgeführt oder direkt durch eine Manipulation der Gesamtdruckverteilung in der Atmosphäre, die in Wechselwirkung mit diesem Bugstoß zur Bildung einer Rezirkulationsblase führt. Zum letzten Typ gehören außer konventioneller stabförmiger Spike-Elemente am Bug auch Anwendungen mit optischer, elektrischer und elektromagnetischer Strömungserhitzung mittels "beam-spikes" (bekannt auch als "energy deposition control" o. ä., vgl. auch [3], [4]).
  • Entsprechend einer Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugkörpers ist der Aero-Spike passiv verschwenkbar. Unter "passiv" wird in diesem Zusammenhang insbesondere verstanden, dass eine Verstellung ohne von der Strömung abweichende Energiequellen und/oder ohne eine Logik, wie beispielsweise eine Steuerelektronik, erfolgt. Eine derartige passive Verschwenkung stellt somit keine zusätzlichen Energieanforderungen oder Anforderungen an eine Steuerung oder Regelung, was problematisch sein könnte insbesondere
    • für Flugkörper für lange Distanzen,
    • Flugkörper, die über lange Zeitdauern gelagert werden, oder
    • Flugkörper, deren Gesamtgewicht eine kritische Größe darstellt.
  • Weiterhin kann sich bei passiver Ausgestaltung der Veränderbarkeit der Aero-Spikes ein vereinfachter konstruktiver Aufbau ergeben, der auch unter rauen Einsatzbedingungen fehlerunempfindlich ist.
  • Für eine weitere Ausgestaltung der Erfindung ist mindestens ein Ausrichtelement vorgesehen. Entsprechend einer Einwirkung der Strömung auf dieses Ausrichtelement ist der Aero-Spike selbsttätig und passiv verschwenkbar. Bei den Ausrichtelementen kann es sich um starre Elemente in etwa gemäß dem Prinzip einer Windfahne handeln, die stromabwärts des Lagerpunkts oder einer Lagerachse des Aero-Spikes angeordnet sind und deren Ausrichtung mit der Strömung die Ausrichtung des Aero-Spikes nach sich zieht. Bei dem Ausrichtelement kann es sich um eine ebene oder gekrümmte Fläche handeln. Alternativ kann das Ausrichtelement als Gitterleitwerk ausgebildet sein. In diesem Fall kann das gut bekannte hervorragende Stabilitätsverhalten einer Gitterflächen-Windfahne für die Erfindung genutzt werden.
  • Neben der genannten passiven Verschwenkung des Aero-Spikes kann die Verschwenkung auch durch aktive Maßnahmen erfolgen. Unter "aktiv" wird in diesem Zusammenhang eine Verschwenkung unter Nutzung einer Energieversorgung des Flugkörpers und/oder einer Steuerungs- oder Regelungseinheit mit einem geeigneten Aktuator verstanden. Eine derartige aktive Verschwenkung kann erwartete Flug- und Strömungsbedingungen berücksichtigen oder tatsächlich vorliegende oder erfasste Strömungs- oder Flugbedingungen.
  • Für eine mögliche Ausgestaltung einer derartigen aktiven Verschwenkung ist ein Messorgan zur Erfassung der Flugbedingungen vorgesehen. Beispielsweise kann ein Messorgan den tatsächlich vorhandenen Anströmwinkel messen oder approximieren. Unter Berücksichtigung eines Messsignals dieses Messorgans kann dann der Aero-Spike aktiv verschwenkt werden, wodurch den tatsächlichen Gegebenheiten mit hoher Präzision Rechnung getragen werden kann. Mögliche Messorgane sind insbesondere
    • fahnenartige Messelemente, die ein elektrisches Signal je nach Winkelstellung der als Festkörper ausgebildeten "Fahne" erzeugen,
    • Messorgane zur Erfassung eines Drucks oder einer Materialbeanspruchung in einem Bereich des Flugkörpers, dessen Druckbeaufschlagung oder Materialbeanspruchung von der Anströmrichtung abhängig ist.
  • Ebenfalls möglich ist, dass der Flugkörper eine Speichereinheit aufweist, in der ein a priori festgelegter Verlauf einer gewünschten Beeinflussung des Aero-Spikes während einer Flugphase speicherbar ist. Während des Flugbetriebs des Flugkörpers kann dann der Aero-Spike unter Berücksichtigung des abgespeicherten Verlaufs aktiv verschwenkt werden. Im einfachsten Fall sind beispielsweise unterschiedliche Flugphasen wie ein Steigflug, eine Flugphase mit Reiseflughöhe und eine Zielanflugphase mit den zugeordneten erwarteten Zeitdauern abgespeichert, so dass durch eine Veränderung der Stellung des Aero-Spikes in den jeweiligen Flugphasen die jeweiligen Anforderungen berücksichtigt werden können. Selbstverständlich sind auch beliebige andere unterschiedliche Flugphasen a priori in der Speichereinheit zu berücksichtigen.
  • Liegt die Ursache in einer Lenkaktion des Flugkörpers begründet, kann eine besonders einfache geeignete Verschwenkung des Aero-Spikes dadurch erfolgen, dass diese von einer Lenkaktion des Flugkörpers abhängig ist. Hierzu kann beispielsweise in einer geeigneten Speichereinheit und Steuereinheit ein optimaler Schwenkwinkel des Aero-Spikes je nach Lenkaktion des Flugkörpers abgelegt sein, so dass im Flugbetrieb für eine Anforderung einer geeigneten Lenkaktion eine optimale Verschwenkung des Aero-Spikes bekannt ist. Eine derartige Abhängigkeit kann in Form von Kennfeldern oder funktionaler Abhängigkeiten abgelegt sein. Im einfachsten Fall ist die Verschwenkung des Aero-Spikes mit einem Lenkelement des Flugkörpers elektrisch, mechanisch oder hydraulisch gekoppelt.
  • In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist der Aero-Spike gemeinsam mit der vorderen Stirnfläche des Flugkörpers verschwenkbar. Hierdurch können die Verschwenkung ermöglichende Nuten, Führungen, Lagerungen u. ä. im Bereich der für die Strömungsverhältnisse eine große Bedeutung spielenden Stirnfläche vermieden werden. Stattdessen ergeben sich vergrößerte Gestaltungsmöglichkeiten für den Übergangsbereich von der vorderen Stirnfläche zu dem Aero-Spike. Für den Fall, dass die vordere Stirnfläche im Bereich des Aero-Spikes nicht teilkugelförmig ausgebildet ist, kann weiterhin durch eine gemeinsame Verschwenkung des Aero-Spikes und der vorderen Stirnfläche dafür Sorge getragen werden, dass neben der Anpassung des Aero-Spikes an den Anströmwinkel auch eine Abhängigkeit der Ausrichtung der vorderen Stirnfläche gegenüber der Anströmrichtung zumindest verringert wird.
  • Von zusätzlichem Vorteil kann eine derartige Ausgestaltung sein, wenn die vordere Stirnfläche mit einem verschwenkbaren Zielsuchkopfdom gebildet ist. In diesem Fall ist in dem Flugkörper ein Zielsuchkopf angeordnet, der ein Ziel beispielsweise mit IR- oder Radarwellen-Transmission sucht. Eine Verwendung eines Zielsuchkopfdoms zur Abdeckung des Zielsuchkopfs lässt u. U. die Anforderungen an die Aerodynamik zurücktreten hinter die gewünschten Zielsuchkopf-Funktionalitäten, so dass der Flugkörper mit einer halbsphärischen Nase ausgestattet sein kann, die zwar zu einem hohen Bugwiderstand führen kann, aber die Zielsuchkopf-Funktionalität verbessert, was beispielsweise für hochagile Fluggeräte von Vorteil ist. Im Inneren eines derartigen Zielsuchkopfdoms können alle notwendigen Radarantennen oder IR-Sensoren optimal positioniert werden. Der gesamte "Sichtbereich" des Zielsuchkopfdoms kann dabei aus strahlungsdurchlässigen Materialien gefertigt sein. Ein derartiges Konzept erlaubt eine aktive und von der Flugrichtung unabhängige Zielverfolgung durch eine entsprechende separate Bewegung des Zielsuchkopfs. Infolge des Erfordernisses, dass der Zielsuchkopfdom aus einem strahlungsdurchlässigen Material gefertigt sein muss, kann der Einsatz eines Materials notwendig sein, welcher erhöhte Anforderungen an die maximalen im Bereich des Zielsuchkopfdoms wirkenden Temperaturen und Drücke stellen.
  • Bei einem weiteren erfindungsgemäßen Flugkörper sind die aus der Druckschrift DE 199 53 701 C2 bekannten Gestaltungsmerkmale und die hieraus resultierenden Vorteile in die vorliegende Erfindung integriert. Demgemäß weist der verschwenkbare Aero-Spike an seinem distalen Ende eine Verdickung auf. Beispielsweise handelt es sich bei einer derartigen Verdickung um eine Scheibe, eine Kugel, einen Kegel, eine Tropfenform oder ein Ellipsoid.
  • Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibungseinleitung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen. Weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen.
    • KURZBESCHREIBUNG DER FIGUREN
  • Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele weiter erläutert und beschrieben.
    • Fig.1
    zeigt in einer Seitenansicht einen erfindungsgemäßen Flugkörper mit einem verschwenkbaren Zielsuchkopfdom, der mit diesem verschwenkbar einen Aero-Spike trägt.
    Fig. 2
    zeigt in einer Seitenansicht einen alternativen erfindungsgemäßen Flugkörper, bei dem eine Verschwenkung des Aero-Spikes über passive Ausrichtelemente erfolgt.
    Fig. 3
    zeigt ein Strömungsbild für einen Anströmwinkel ≠ 0 bei nicht verschwenkbarem Aero-Spike gemäß dem Stand der Technik.
    Fig. 4
    zeigt ein Strömungsbild für einen Anströmwinkel # 0 bei verschwenkbarem Aero-Spike gemäß der vorliegenden Erfindung.
    Fig. 5
    zeigt ein schematisches Blockschaltbild für eine Steuerungs- oder Regelungseinrichtung zur aktiven Verschwenkung eines Aero-Spikes eines Flugkörpers.
    Fig. 6
    zeigt unter den Ziffern a) bis h) unterschiedliche Ausgestaltungsformen für die Geometrie eines Aero-Spikes in einer Seitenansicht.
    Fig. 7
    zeigt eine Ausführungsform einer Realisierung einer verschwenkbaren Lagerung eines Zielsuchkopfdoms mit hieran befestigtem Aero-Spike im Teillängsschnitt.
    Fig. 8
    zeigt eine weitere Ausführungsform einer Realisierung einer verschwenkbaren Lagerung eines Zielsuchkopfdoms mit hieran befestigtem Aero-Spike im Teillängsschnitt.
    Fig. 9
    zeigt eine weitere Ausgestaltung einer verschwenkbaren Befestigung eines Aero-Spikes an einer Stirnfläche eines Flugkörpers im Teillängsschnitt.
    Fig. 10
    zeigt einen weiteren erfindungsgemäßen Flugkörper, bei dem eine Verschwenkung des Aero-Spikes um eine flugkörperfeste Achse über passive Ausrichtelemente erfolgt, in Seitenansicht.
    Fig. 11
    zeigt den Flugkörper gemäß Fig. 10 in Vorderansicht.
    Fig. 12
    zeigt den Flugkörper gemäß Figuren 10 und 11 in einem Querschnitt XII-XII.
    Fig. 13
    zeigt einen weiteren erfindungsgemäßen Flugkörper, bei dem eine Verschwenkung des Aero-Spikes um eine flugkörperfeste Achse über passive Ausrichtelemente erfolgt, in Seitenansicht.
    Fig. 14
    zeigt den Flugkörper gemäß Fig. 13 in Vorderansicht.
    Fig. 15
    zeigt den Flugkörper gemäß Fig. 13 und 14 in einem Querschnitt XV-XV.
    FIGURENBESCHREIBUNG
  • Fig. 1 zeigt einen Flugkörper 1. Bei einem derartigen Flugkörper handelt es sich insbesondere um eine Rakete, eine Drohne oder ein Projektil oder einen Flugkörper, der wenigstens über einen Teil seiner Flugbahn durch einen Antrieb selbstangetrieben ist, beispielsweise durch ein Düsentriebwerk, welches sowohl den Brennstoff als auch ein Oxidationsmittel dafür trägt. Hierbei kann es sich um nach dem Start gelenkte oder ungelenkte Flugkörper handeln, die sich lediglich in der Luft bewegen oder zumindest teilweise im Wasser. Der Flugkörper bewegt sich zumindest teilweise in der Luft mit Überschallgeschwindigkeit. Gleichermaßen kann es sich bei dem Flugkörper um ein Fluggerät, Luftfahrzeug oder Kampfflugzeug handeln, welches oder dessen Anbauteile
    • eine in erster, grober Näherung zylindrische Form besitzen,
    • eine stumpfe Nase oder Stirnfläche besitzen,
    • sich zumindest teilweise mit Überschallgeschwindigkeit bewegen und
    • mit einem Aero-Spike ausgestattet sind,
    insbesondere Außentanks, Abwurfmunition, Pylone, Antennen an Flügeln.
  • Der in den Figuren dargestellte Flugkörper 1 ist bestimmt, nach dem Zurücklegen einer Flugbahn ein bewegtes oder ruhendes Zielobjekt zu Lande, zu Wasser oder in der Luft, gemäß Fig. 1 eine gegnerische Rakete 3, zu treffen. Der Flugkörper 1 besitzt im Bereich einer vorderen Stirnfläche 4 einen Zielsuchkopf 5, über den die Position des Zielobjekts relativ zu dem Flugkörper erfasst werden kann und der über eine Steuereinrichtung Lenkelemente derart beeinflusst, dass die Flugbahn 2 des Flugkörpers 1 das Zielobjekt trifft. Die vordere Stirnfläche 4 ist mit einem im Wesentlichen teilkugelförmigen Zielsuchkopfdom 6 gebildet, der mit einer Schwenkachse oder einem Kugelgelenk 7 verschwenkbar um die Schwenkachse oder räumlich beweglich gegenüber dem Kugelgelenk gegenüber dem Gehäuse des Flugkörpers 1 gelagert ist. Der Zielsuchkopfdom 6 geht unabhängig von der Verschwenkung unter Abdichtung und unter vorteilhafter aerodynamischer Gestaltung in eine rohrförmige Mantelfläche 8 des Flugkörpers 1 über. Mit einem Pfeil ist in Fig. 1 die Strömung 9 des Mediums, in dem sich der Flugkörper 1 bewegt, indiziert. Gegenüber einer Längsachse 10-10 ergibt sich ein Anströmwinkel 11, der für den in Fig. 1 dargestellten Flugzustand # 0 ist.
  • Für eine Neutralstellung, die mit einem Anströmwinkel von 0 korreliert, für den die Strömung 9 in Richtung der Längsachse 10-10 gerichtet ist, fluchtet ein von dem Zielsuchkopfdom 6 getragener Aero-Spike 12 mit der Längsachse 10-10 und der Strömungsrichtung. Der Aero-Spike 12 ist für das dargestellte Ausführungsbeispiel als Dorn mit einer zylinderförmigen Mantelfläche ausgestaltet, dessen Längserstreckung ein Vielfaches des Durchmessers beträgt. An dem proximalen Ende ist der Aero-Spike 12 fest mit dem Zielsuchkopfdom 6 verbunden. Das distale Ende 12 weist für das dargestellte Ausführungsbeispiel eine Verjüngung oder kegelförmige Spitze auf, wobei hier auch aus DE 199 53 701 C2 bekannte abweichende Geometrien und Aufsätze zum Einsatz kommen können.
  • Zur Anpassung an einen von 0 verschiedenen Anströmwinkel 11 gemäß Fig. 1 ist der Zielsuchkopfdom 6 gegenüber der zuvor erläuterten Neutralstellung verschwenkt um eine vertikal zur Zeichenebene orientierte Achse, so dass sich ein Schwenkwinkel 13 des Aero-Spikes 12 gegenüber der Längsachse 10-10 ergibt. Für das in Fig. 1 dargestellte Ausführungsbeispiel entspricht der Schwenkwinkel 13 dem Anströmwinkel 11, wobei für eine andere Auslegung auch möglich ist, dass der Schwenkwinkel 13 von dem Anströmwinkel 11 abweicht, insbesondere kleiner ist als dieser. Da der Zielsuchkopfdom 6 in seinem Inneren verschwenkbar gelagert ist, bewegt sich der Befestigungspunkt des Aero-Spikes 12 an dem Zielsuchkopfdom 6 auf einer Kreisbahn um die Schwenkachse 7 mit dem Radius des Abstands des Befestigungspunkts von der Schwenkachse, so dass sich mit zunehmender Verschwenkung der Abstand des Befestigungspunkts von der Längsachse 10-10 vergrößert.
  • Fig. 2 zeigt eine passive Ausgestaltung zur Ermöglichung einer Verschwenkung des Aero-Spikes 12. Für diese Ausgestaltungsform der Erfindung trägt der Zielsuchkopfdom 6 Ausrichtelemente 14. Die Ausrichtelemente 14 sind in erster Näherung als L-förmig zu bezeichnen, wobei der freie Endbereich des kurzen Schenkels des L starr an dem Zielsuchkopfdom 6 befestigt ist und sich der lange Schenkel des L in der Neutralstellung ungefähr parallel zu der Längsachse 10-10 und geringfügig beabstandet zur Mantelfläche 8 des Flugkörpers 1 erstreckt. Der dem Zielsuchkopfdom 6 abgewandte Endbereich der Ausrichtelemente trägt Flächen 15 oder ein Gitterleitwerk. Die Fläche 15 oder das Gitterleitwerk sind in Richtung der Längsachse 10-10 hinter der Schwenkachse 7 von Aero-Spike 12, Kugelsuchkopfdom 6 und den Ausrichtelementen 14 angeordnet, so dass Kräfte infolge der Strömung, die auf die Flächen 15 wirken und größer sind als auf den Aero-Spike 12 durch die Strömung ausgeübte Kräfte, dazu führen, dass sich der Aero-Spike 12 exakt zu der Strömung 9 ausrichtet. Der Abstand der Ausrichtelemente 14 von der Mantelfläche 8 des Flugkörpers 1 ist derart gewählt, dass die erforderliche Verschwenkung um einen Schwenkwinkel 13 während eines zu erwartenden Flugbetriebs möglich ist.
  • Fig. 3 und 4 zeigen eine Skizze der sich ergebenden Strömungsstrukturen, einerseits für einen starren Aero-Spike 12 gemäß dem Stand der Technik und andererseits für einen verschwenkbaren Aero-Spike gemäß der vorliegenden Erfindung bei einer Schräganströmung. Während gemäß Fig. 3 die vordere Stirnfläche 4 und der Zielsuchkopfdom 6 im Bereich 16 von der an dem Aero-Spike 12 abgelösten Strömung beaufschlagt ist, ist eine derartige Beanspruchung der vorderen Stirnfläche 4 und des Zielsuchkopfdoms 6 für die Verschwenkung des Aero-Spikes 12 gemäß Fig. 4 weitestgehend vermieden.
  • Fig. 5 zeigt ein schematisches Blockschaltbild für eine aktive Beeinflussung des Schwenkwinkels 13 des Aero-Spikes 12 gegenüber der Längsachse 10-10 des Flugkörpers. Ein Messorgan 17 liefert ein Signal 18, welches mit dem Anströmwinkel 11 zumindest korreliert. Das Signal 18 wird einer Steuereinrichtung 19 zugeführt. Die Steuereinrichtung 19 ermittelt ein Beaufschlagungssignal 20 für einen Aktuator 21, der, insbesondere über eine Kraft, einen Moment, einen Weg oder einen Winkel 22, auf den Aero-Spike 12 zur Verstellung des Schwenkwinkels 13 einwirkt. Die Steuereinrichtung 19 kann separat zur Ansteuerung des Aero-Spikes 12 vorgesehen sein oder, wie in Fig. 5 angedeutet, weitere Funktionen übernehmen, beispielsweise Lenksignale 23 zur Beeinflussung der Flugbahn 2 des Flugkörpers 1 erzeugen oder Signale des Zielsuchkopfs 5 verarbeiten. Die Steuereinrichtung 19 steht über eine Signalverbindung 24 in Verbindung mit einer Speichereinrichtung 25, in der beispielsweise a priori ermittelte Verläufe für den Schwenkwinkel 13 des Aero-Spikes 12 abgespeichert sind und/oder Abhängigkeiten des Beaufschlagungssignals 20 von einem Signal 18 und/oder Lenksignalen 23 in Form von funktionalen Parametern oder Kennfeldern abgelegt sind.
  • Als mögliche Typen der Aero-Spikes 12 können stumpfe oder spitze Spikes, Aero-Spikes mit Disks, Kugeln oder Kegeln oder auch mit dessen Kombinationen an der Nase, sowie in Flugrichtung austretende Plasma-, Flüssigkeits- oder Gasstrahlen eingesetzt werden, dies auch in Verbindung mit einem schwenkbaren Zielsuchkopfdom oder auch an beweglichen separaten Gerüsten oder Schlitten. Fig. 6 zeigt beispielhaft unterschiedliche Ausgestaltungsformen für prinzipielle Grundkonfigurationen eines Aero-Spikes an einem Bug eines Flugkörpers, nämlich:
    • Fig. 6a einen Aero-Spike mit konstantem Querschnitt, der beispielsweise zylinderförmig ausgebildet ist,
    • Fig. 6b einen Aero-Spike mit dreieckförmigem Längsschnitt oder kegelförmiger Konfiguration,
    • Fig. 6c einen Aero-Spike mit einer sphärischen Verdickung an dem distalen Ende,
    • Fig. 6d einen Aero-Spike mit einem angespritzten oder kegelförmigen Endbereich und einem mittigen Teilbereich konstanten Querschnitts,
    • Fig. 6e einen Aero-Spike mit einer Verdickung des distalen Endes, die im Längsschnitt ungefähr dreieckförmig mit in Flugrichtung orientierter Spitze ausgebildet ist,
    • Fig. 6f einen Aero-Spike mit einer Verdickung im distalen Endbereich in Form einer Scheibe,
    • Fig. 6g einen Aero-Spike mit einem "Jet-Spike", bei dem mittels Pfeilen an dem distalen Ende des Aero-Spikes das Austreten eines in Flugrichtung gerichteten Gas- und/oder Flüssigkeitsstrahles angedeutet ist und
    • Fig. 6h einen Aero-Spike mit einem "Beam-Spike", für den eine lokalisierte optische, elektrische oder elektromagnetische Erhitzung der Luft vor dem Bugstoß erfolgt.
  • Für das in Fig. 7 dargestellte Ausführungsbeispiel besitzt der Flugkörper 1 im vorderen Endbereich einen Fortsatz 26, der einen kugelförmigen Endbereich 27 trägt. Fest mit dem Zielsuchkopfdom 6 verbunden sind sich nach innen erstreckende Träger 28, die eine Kugelhülse 29 tragen. Der kugelförmige Endbereich 27 und die Kugelhülse 29 bilden ein Gelenk 30, über das der Zielsuchkopfdom 6 mit dem hieran befestigten Aero-Spike 12 räumlich, beispielsweise in die Richtung 31 gegenüber dem Flugkörper 1 verschwenkbar ist.
  • Für das in Fig. 8 dargestellte Ausführungsbeispiel ist der Zielsuchkopfdom 6 ungefähr kugelförmig ausgebildet und in einer Kugelaufnahme 32 des Flugkörpers 1 aufgenommen, wodurch in diesem Fall das Gelenk 30 gebildet ist. Ist für eine derartige Ausbildung in dem Zielsuchkopfdom 6 ein Zielsuchkopf anzuordnen, so ist dieser als unabhängige Baueinheit auszubilden. Alternativ kann eine Übertragung von elektrischen Signalen zwischen dem Flugkörper 1 und dem Zielsuchkopfdom 6 erfolgen, beispielsweise mittels Schleifkontakten, beweglichen Leitungen oder einer Übertragung von Funksignalen.
  • Für das in Fig. 9 dargestellte Ausführungsbeispiel besitzt der Aero-Spike 12 einen kugelförmigen oder zylindrischen Endbereich 33, mit dem dieser verschwenkbar in räumliche Richtung oder verschwenkbar in der Zeichenebene in einer zylindrischen oder kugelförmigen Aufnahme 34 gelagert ist, wodurch in diesem Fall das Gelenk 30 gebildet ist.
  • Fig. 10 bis 12 zeigen eine weitere Ausgestaltung der Erfindung mit passiver Ausrichtung des Aero-Spikes 12. Gegenüber einem stirnseitigen zylindrischen Fortsatz 35 ist mittels einer Gleitlagerung eine hohlzylindrische Hülse 36 verschwenkbar um die Längsachse 10-10 des Flugkörpers 1 gelagert. Der Schwerpunkt der Hülse 36 mit den Anbauteilen ist u. U. exzentrisch zur Längsachse 10-10 angeordnet, beispielsweise infolge eines Materialbereichs 37 mit erhöhter Dichte. Die exzentrische Anordnung des Schwerpunkts der Hülse 36 mit Anbauteilen hat folgende Wirkungen:
    • Die Schwerkraft erzeugt ein Moment auf die Hülse 36, welches darauf abzielt, dass der Schwerpunkt der Hülse 36 mit Anbauteilen exakt unterhalb der Längsachse angeordnet ist, was bedeutet, dass für einen Geradeausflug ohne Querbeschleunigungen eine Querachse 38-38 quer zur Vertikalen orientiert ist. Unabhängig von einer Rollbewegung des Flugkörpers 1 um die Längsachse 10-10 ist damit die Hülse 36 gegenüber dem Gravitationsfeld ausgerichtet.
    • Für den Fall einer auf den Flugkörper 1, bspw. infolge einer Lenkbewegung, wirkenden Querbeschleunigung führt die exzentrische Anordnung des Schwerpunkts der Hülse 36 mit Anbauteilen ebenfalls zu einer in Richtung einer Verdrehung der Hülse 36 gegenüber dem Fortsatz 35 gerichteten Verstellmoment, mit dem eine Ausrichtung der Querachse 38-38 entsprechend der Querbeschleunigung, einer Lenkbewegung und/oder einer Veränderung der Anströmrichtung automatisiert Rechnung erfolgen kann.
  • Die Hülse 36 trägt beidseits in Richtung der Querachse 38-38 orientierte Lagerbolzen 39, 40, gegenüber denen der Aero-Spike 12 mit den Ausrichtelementen 14 im Bereich von Lageraugen 41, 42 verschwenkbar um die Querachse 38 gelagert ist. Für das in den Fig. 10 bis 12 dargestellte Ausführungsbeispiel sind die Ausrichtelemente 14 in Form eines blechartigen Körpers ausgebildet, der sich um den Zielsuchkopfdom 6 ungefähr kreisförmig erstreckt, hier mittig den Aero-Spike 12 trägt, seitlich des Zielsuchkopfdoms 6 die Lageraugen 41, 42 bildet und in den dem Aero-Spike 12 gegenüberliegenden Endbereich für eine geeignete Anströmung um die Längsachse der Endbereiche verdreht ist.
  • Fig. 13 bis 15 zeigen ein weiteres Ausführungsbeispiel für eine Gewährleistung einer Verschwenkbarkeit des Aero-Spikes 12 mit den Ausrichtelementen 14. In diesem Fall sind Aero-Spike 12 und Ausrichtelemente 14 fest an einer außenliegenden Hülse 36 angeordnet, die über eine Gleitlagerung verschwenkbar um die Längsachse 10-10 gegenüber einer außenliegenden zylindrischen Mantelfläche eines hohlzylinderförmigen Zwischenkörpers 43 abgestützt ist. Wie zuvor für die Ausführungsformen gemäß Fig. 10 bis 12 dargelegt, kann die Hülse 36 mit den zugeordneten Anbauteilen wie Aero-Spike 12 und Ausrichtelementen 14 einen Schwerpunkt besitzen, der exzentrisch zur Längsachse 10-10 angeordnet ist. Der Zwischenkörper 13 ist über Lagerbolzen 39, 40 in Richtung der Querachse 38-38 verschwenkbar um diese gegenüber einem Innenkörper 44 des Flugkörpers 1 abgestützt, wobei die Lagerbolzen 39, 40 fest mit dem Innenkörper 44 verbunden sind und in Lageraugen des Zwischenkörpers 43 verschwenkbar sind oder fest mit dem Zwischenkörper 43 verbunden sind und in Lageraugen des Innenkörpers 44 verschwenkbar sind.
  • Ist im Bereich einer vorderen Stirnfläche des Flugkörpers ein Zielsuchkopf mit einem Zielsuchkopfdom angeordnet, findet typischerweise eine stumpfe Nasenform Einsatz, die zur Gewährleistung der Funktionalität des Suchkopfs notwendig ist. Aus strömungsmechanischen Gründen führt diese Form zu einem sehr hohen aerodynamischen Widerstand, der beispielsweise bei Überschallgeschwindigkeiten durch Bildung eines starken Verdichtungsstoßes am Bug zustande kommt. Beim Durchgang durch den Stoß steigt die Entropie des Strömungsmediums und gleichzeitig sinkt der Ruhedruck. Dies verursacht den so genannten Wellenwiderstand an dem Flugkörper, der sehr stark von der Intensität des Bugstoßes bzw. mit der Geschwindigkeit zunimmt.
  • Aus [1] - [5] ist bekannt, dass bei einem Geradeausflug durch Einsatz eines Aero-Spikes in Form eines "Aero-Spikes" eine Verminderung des Wellenwiderstands von bis zu 80 % erzielt werden kann. Die starre Anordnung des Aero-Spikes an der Nase führt aber dazu, dass in einem Manöverflug mit einer schrägen Fluglage dessen Wirkung nicht mehr optimal ist und der hohe Bugwiderstand zustande kommt [1, 5]. Deswegen werden die Aero-Spikes vornehmlich nur bei ballistischen (also bei nicht hochmanövrierfähigen) Flugkörpern eingesetzt.
  • Laut [1] kann der Effekt einer Schräganströmung mit einem Anströmwinkel auf die Widerstandsgewinne mit optimierten Aero-Spikes, die starr an einer Nase des Flugkörpers fixiert sind, folgendermaßen angegeben werden: wenn bei einem Anströmwinkel α = 0° etwa 50-prozentiger Gewinn erreicht werden konnte, so ist bei einem Anströmwinkel α = 5° nur noch ein 33-prozentiger, bei einem Anströmwinkel α = 10° ein nur 10-prozentiger und bei einem Anströmwinkel von α = 15° nur ein 5-prozentiger Gewinn nachgewiesen worden. Etwa die gleichen Zahlen gelten auch für optimierte Varianten der Aero-Spikes, die bei einer Machzahl von 4,5 in [5] untersucht wurden. Dabei ist mehrfach bewiesen worden, dass bei Anstellwinkeln > 15°-17° alle Aero-Spikes sogar zu einem erhöhten Widerstand im Vergleich zu einem stumpfen Referenzkörper führen (s. bspw. [5]).
  • Die relative Größe des Aero-Spikes kann für unterschiedliche Missionen, Aero-Spike-Typen und Geschwindigkeitsbereiche unterschiedlich sein. Aus der Literatur sind Angaben zu den effektivsten starren Aero-Spikes für niedrige Überschallgeschwindigkeiten (Machzahl zwischen 1.8 und 3) bekannt, wobei es sich z. B. um stumpfe Aero-Spikes mit relativen Dicken in der Regel < 0.2 D und einer relativen Länge von etwa (1-2) D handelt, wobei D den Stirndurchmesser des Flugkörpers bezeichnet.
  • Bei Einsatz eines Aero-Spikes haben Untersuchungen gemäß [1] gezeigt, dass sich der Widerstandsbeiwert cw bei Mach 1.8 von 0.6 auf ca. 0.3 halbieren lässt, was mit einem absoluten Gewinn von 0.3 oder 50 % korreliert. Eine Anstellung des Flugkörpers ohne Aero-Spike auf 15° bedeutet einen Zuwachs im cw-Wert auf etwa 0.8. Mit einem Aero-Spike, der konventionell starr entlang der Längsachse ausgerichtet ist, fällt der cw-Wert auf ca. 0.72 (10 % Gewinn). Bei einer erfindungsgemäßen Anordnung mit einem Aero-Spike, der an die Flugrichtung und die Anströmrichtung angepasst ist, ist ein absoluter Gewinn im Bereich von 0.3 zu erwarten, so dass sich ein cw-Wert von ca. 0.5 ergibt. Das würde einen Gewinn von immerhin etwa 25 % bedeuten im Vergleich zu 10 % bei der herkömmlichen Lösung. Diese Effekte sollten sich bei höheren Machzahlen noch wesentlich verdeutlichen, da die Verluste durch Wellenwiderstand mit der Machzahl exponentiell steigen. Die angegebenen Einsparungen der Widerstandsreduzierung sind lediglich als Richtwerte anzusehen. Die Angaben orientieren sich zunächst auf die Gewinne durch eine Verbesserung der aerodynamischen Leistung. Angaben zur entsprechenden Verbesserung der Leistung durch eine effektivere Zielverfolgung tragen vermutlich zu einer zusätzlichen Leistungssteigerung bei.
  • Konstruktiv kann eine Gleichgewichtslage des Schwenkwinkels 13 vorgegeben sein, beispielsweise über geeignete Federelemente oder Rastierungen für einen Schwenkwinkel von Null.
    • BEZUGSZEICHENLISTE
    • 1
    Flugkörper
    2
    Flugbahn
    3
    Rakete
    4
    vordere Stirnfläche
    5
    Zielsuchkopf
    6
    Zielsuchkopfdom
    7
    Schwenkachse, Kugelgelenk
    8
    Mantelfläche
    9
    Strömung
    10
    Längsachse
    11
    Anströmwinkel
    12
    Aero-Spike
    13
    Schwenkwinkel
    14
    Ausrichtelemente
    15
    Fläche
    16
    Bereich
    17
    Messorgan
    18
    Signal
    19
    Steuereinrichtung
    20
    Beaufschlagungssignal
    21
    Aktuator
    22
    Kraft, Moment, Weg
    23
    Lenksignal
    24
    Signalverbindung
    25
    Speichereinrichtung
    26
    Fortsatz
    27
    Endbereich
    28
    Träger
    29
    Kugelhülse
    30
    Gelenk
    31
    Richtung
    32
    Kugelaufnahme
    33
    Endbereich
    34
    Aufnahme
    35
    Fortsatz
    36
    Hülse
    37
    Materialbereich
    38
    Querachse
    39
    Lagerbolzen
    40
    Lagerbolzen
    41
    Lagerauge
    42
    Lagerauge
    43
    Zwischenkörper
    44
    Innenkörper

Claims (12)

  1. Flugkörper für den Überschallbereich mit einem Aero-Spike (12), welcher sich von einer vorderen Stirnfläche (4) des Flugkörpers (1) stromaufwärts erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass der Aero-Spike (12) während des Fluges des Flugkörpers quer zu einer Längsachse (10-10) des Flugkörpers (1) verschwenkbar ist.
  2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Aero-Spike (12) passiv verschwenkbar ist.
  3. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Ausrichtelement (14) vorgesehen ist, durch das entsprechend einer Einwirkung der Strömung (9) auf dieses Ausrichtelement (14) der Aero-Spike (12) verschwenkbar ist.
  4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Ausrichtelement (14) mit einer Fläche (15) ausgebildet ist.
  5. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Ausrichtelement (14) mit einem Gitterleitwerk ausgebildet ist.
  6. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Aero-Spike (12) aktiv verschwenkbar ist.
  7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein Messorgan (17) zur Erfassung der Flugbedingungen, insbesondere des Anströmwinkels (11), vorgesehen ist und unter Berücksichtigung eines Messsignals (18) des Messorgans (17) der Aero-Spike (12) aktiv verschwenkbar ist.
  8. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass eine Speichereinheit vorgesehen ist, in der ein a priori festgelegter Verlauf einer gewünschten Beeinflussung des Aero-Spikes (12) während einer Flugphase speicherbar ist, und dass während der Flugphase der Aero-Spike (12) unter Berücksichtigung des abgespeicherten Verlaufs aktiv verschwenkbar ist.
  9. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Verschwenkung des Aero-Spikes (12) von einer Lenkaktion des Flugkörpers (1) abhängig ist.
  10. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aero-Spike (12) gemeinsam mit der vorderen Stirnfläche (4) verschwenkbar ist.
  11. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die vordere Stirnfläche (4) mit einem Zielsuchkopfdom (6) gebildet ist.
  12. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aero-Spike (12) an seinem distalen Ende eine Verdickung, insbesondere eine Scheibe, eine Kugel, einen Kegel, eine Tropfenform oder ein Ellipsoid, aufweist.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107600408A (zh) * 2017-09-21 2018-01-19 吉林大学 一种用于可折叠扑翼微飞行器的磁吸式可折叠翼机构

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006061709B3 (de) * 2006-12-28 2008-05-29 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugkörper für den Überschallbereich mit einem porösen Stirnkörper
DE102009001953B4 (de) 2009-03-27 2013-11-14 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Vorrichtung zur Beeinflussung einer Überschall-Umströmung
US8502126B2 (en) * 2010-05-27 2013-08-06 Raytheon Company System and method for navigating an object
DE102010024252B3 (de) 2010-06-18 2011-12-22 Lkf-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung zur passiven Ausrichtung einer Geräteplattform in einem durch ein Medium bewegten Körper
US9228815B2 (en) * 2011-07-04 2016-01-05 Omnitek Partners Llc Very low-power actuation devices
US20160009360A1 (en) * 2014-07-14 2016-01-14 Raytheon Company Optical window system with aero-optical conductive blades
CN112158362B (zh) * 2020-09-30 2021-04-20 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种航天器减阻降热装置及方法
CN112498658A (zh) * 2020-11-30 2021-03-16 南京航空航天大学 一种可调式高超声速飞行器主动热防护***
CN113551565B (zh) * 2021-09-18 2021-11-30 中国科学院力学研究所 一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法
CN114018534B (zh) * 2021-11-10 2024-02-06 西安航天动力试验技术研究所 钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法
CN115946842B (zh) * 2023-03-10 2023-05-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞行器的减阻装置及飞行器

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL88131C (de) * 1900-01-01
US2776806A (en) * 1954-02-05 1957-01-08 United Aircraft Corp Weathercocking supersonic wedge diffuser for air inlets in aircraft
US2932945A (en) * 1957-04-16 1960-04-19 Westinghouse Electric Corp Weathercocking supersonic diffuser
US3094072A (en) * 1957-12-09 1963-06-18 Arthur R Parilla Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US3195462A (en) * 1961-05-17 1965-07-20 Aerojet General Co Pull rocket shroud
US3416758A (en) * 1967-10-04 1968-12-17 Navy Usa Self-balancing spike control
US3713607A (en) 1968-08-15 1973-01-30 Us Navy Load reducing spike for supersonic missiles
US4399962A (en) * 1981-08-31 1983-08-23 General Dynamics, Pomona Division Wobble nose control for projectiles
DE3503041C1 (de) * 1985-01-30 1986-09-11 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Schnellfliegender Flugkörper mit aerodynamischer Steuerung
DE3612175C1 (de) 1986-04-11 1987-10-08 Messerschmitt Boelkow Blohm Schnellfliegender Flugkoerper
DE3815290C1 (de) * 1988-05-05 1989-08-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
US4998994A (en) * 1989-09-20 1991-03-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Aerodynamically compliant projectile nose
DE19953701A1 (de) * 1999-11-08 2001-05-23 Lfk Gmbh Verfahren zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit
US6467722B1 (en) * 2002-01-31 2002-10-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Magnetostrictive missile guidance system
US6527221B1 (en) 2000-05-31 2003-03-04 Kevin Kremeyer Shock wave modification method, apparatus, and system

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3259065A (en) * 1959-04-30 1966-07-05 Massachusetts Inst Technology Shock wave inducing means for supersonic vehicles
IL46548A (en) * 1975-02-03 1978-06-15 Drori Mordeki Stabilized projectile with pivotable fins
DE3606423A1 (de) * 1986-02-27 1987-09-03 Messerschmitt Boelkow Blohm Rotorsystem in verbindung mit flugkoerpersteuerungen
US5048773A (en) * 1990-06-08 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Curved grid fin
US5740984A (en) * 1994-09-22 1998-04-21 Mcdonnell Douglas Corporation Low sonic boom shock control/alleviation surface
CA2474552C (en) * 2002-01-30 2011-07-26 Gulfstream Aerospace Corporation Fuselage shaping and inclusion of spike on a supersonic aircraft for controlling and reducing sonic boom
US7278609B2 (en) * 2005-08-05 2007-10-09 Northrop Grumman Corporation Movable nose cap and control strut assembly for supersonic aircraft

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL88131C (de) * 1900-01-01
US2776806A (en) * 1954-02-05 1957-01-08 United Aircraft Corp Weathercocking supersonic wedge diffuser for air inlets in aircraft
US2932945A (en) * 1957-04-16 1960-04-19 Westinghouse Electric Corp Weathercocking supersonic diffuser
US3094072A (en) * 1957-12-09 1963-06-18 Arthur R Parilla Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US3195462A (en) * 1961-05-17 1965-07-20 Aerojet General Co Pull rocket shroud
US3416758A (en) * 1967-10-04 1968-12-17 Navy Usa Self-balancing spike control
US3713607A (en) 1968-08-15 1973-01-30 Us Navy Load reducing spike for supersonic missiles
US4399962A (en) * 1981-08-31 1983-08-23 General Dynamics, Pomona Division Wobble nose control for projectiles
DE3503041C1 (de) * 1985-01-30 1986-09-11 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Schnellfliegender Flugkörper mit aerodynamischer Steuerung
DE3612175C1 (de) 1986-04-11 1987-10-08 Messerschmitt Boelkow Blohm Schnellfliegender Flugkoerper
DE3815290C1 (de) * 1988-05-05 1989-08-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
US4998994A (en) * 1989-09-20 1991-03-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Aerodynamically compliant projectile nose
DE19953701A1 (de) * 1999-11-08 2001-05-23 Lfk Gmbh Verfahren zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit
DE19953701C2 (de) 1999-11-08 2002-01-24 Lfk Gmbh Verfahren und Vorrichtungen zur Verminderung von Druck und Temperatur auf der Vorderseite eines Flugkörpers bei Überschallgeschwindigkeit
US6527221B1 (en) 2000-05-31 2003-03-04 Kevin Kremeyer Shock wave modification method, apparatus, and system
US6467722B1 (en) * 2002-01-31 2002-10-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Magnetostrictive missile guidance system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107600408A (zh) * 2017-09-21 2018-01-19 吉林大学 一种用于可折叠扑翼微飞行器的磁吸式可折叠翼机构
CN107600408B (zh) * 2017-09-21 2023-07-14 吉林大学 一种用于可折叠扑翼微飞行器的磁吸式可折叠翼机构

Also Published As

Publication number Publication date
DE102006003638A1 (de) 2007-08-09
US7775480B2 (en) 2010-08-17
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DE102006003638B4 (de) 2008-01-17
EP1813907B1 (de) 2012-02-22

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