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Die Erfindung betrifft eine Schubvektorsteuerung für einen raketengetriebenen
Flugkörper mit mindestens einem Strahlablenker, der zur Erzeugung von Querbeschleunigungen
von einer Betätigungseinrichtung in eine den Schubstrahl ablenkende Wirkstellung
bringbar ist.
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Die durch den stets um den gleichen Betrag in den Schubstrahl eintauchenden
Strahlablenker hervorgerufene Ablenkung des Schubstrahls folgt dabei den Lenkkommandos
einer Leitstelle, wobei die Größe der hierdurch bewirkten Kursänderung des Flugkörpers
durch die Verweilzeit des Strahlablenkers im Schubstrahl bestimmt ist.
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Eine solche Steuerung hat den Nachteil, daß die Kursänderung des Flugkörpers
nicht nur von der jeweiligen Eintauchdauer des Strahlablenkers, sondern auch vom
momentanen Schub des Triebwerks abhängig ist. Insbesondere bei Flugkörpern, bei
denen Start und Marschtriebwerk auf die gleiche Düse arbeiten, führt dies zu erheblich
unterschiedlichen Kursänderungen des Flugkörpers, da während der Beschleunigungsphase
der Schub erheblich größer als während der Marschphase ist. Der gleiche nachteilige
Effekt kann auch während der Marschphase auftreten, wenn, durch unterschiedliche
atmosphärische Verhältnisse bedingt, die in der Regel verwendeten Feststofftriebwerke
unterschiedlichen Schub liefern.
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Diese durch unterschiedliche Schubvektoränderungen hervorgerufenen
unterschiedlichen Steuerwirkungen lösen über die ständige Kurs- und Lageüberwachung
des Flugkörpers natürlich Gegenkommandos aus, um die unvorhergesehenen Kursänderungen
wieder zu korrigieren. Bei erhöhter Steuerwirkung führt eine solche Korrektur jedoch
zu unerwünscht großen Schwingungen des Flugkörpers um den Sollkurs. Da aus Gründen
einer optimalen Regelung die Ansprechzeit eines Strahlablenkers von vornherein so
klein wie möglich gewählt ist, ist eine Korrektur im Sinne einer Verkürzung der
Veweildauer des Strahlablenkers im Schubstrahl nur theoretisch möglich.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Schubvektorsteuerung
für einen raketengetriebenen Flugkörper so auszubilden, daß unabhängig vom momentanen
Schub des Triebwerks einer bestimmten Verweilzeit des Strahlablenkers im Schubstrahl
auch eine definierte Kursänderung des Flugkörpers zugeordnet ist.
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Ausgehend von einer Schubvektorsteuerung der vorstehend erläuterten
Art ist diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die notwendige Eintauchtiefe
des von der Leitstelle gesteuerten Strahlablenkers in den Schubstrahl in Abhängigkeit
des Drucks der den Vortrieb erzeugenden Raketenbrennkammer in dem Sinne regelbar
ist, daß mit steigendem Brennkammerdruck die Eintauchtiefe verringert wird.
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Auf diese verblüffend einfache Weise wird erreicht, daß auch bei unterschiedlichen
Schüben, also unterschiedlichen Brennkammerdrücken, mit den gleichen Verweilzeiten
des Strahlablenkers im Schubstrahl dem Flugkörper jeweils gleiche Kursänderungen
aufgezwungen werden. Für die Lenkung des Flugkörpers herrschen nunmehr unabhängig
von Beschleunigungs-und Marschphase sowie von Witterungseinflüssen die gleichen
Bedingungen, und es entfällt auch die Notwendigkeit zur Einhaltung von sehr engen
zeitlichen Toleranzen für die Bewegung des Strahlablenkers. Es ist zwar ein Flugkörper
mit Strahlablenkern bekanntgeworden, bei dem die Strahlablenker in Abhängigkeit
einer Druckänderung in den Schubstrahl des Flugkörpers eintauchen. Es handelt sich
aber hier um Änderungen des um den Umfang des Flugkörpers unterschiedlich wirkenden
Staudrucks, der beim Vortrieb des Flugkörpers unter Beibehaltung eines gewissen
Anstellwinkels entsteht. Die vom jeweiligen Anstellwinkel abhängigen Staudruckunterschiede
werden über Manometer unmittelbar zur Betätigung der diametral gegenüberliegenden
Strahlablenker ausgenutzt, so daß eine auf Grund einer Anstellwinkelabweichung auftretende
Druckdifferenz eine den Flugkörper auf den richtigen Anstellwinkel zurückführende
Schubvektoränderung auslöst.
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Hierdurch weist der Flugkörper während seines gesamten Fluges einen
bestimmten Anstellwinkel auf, der durch eine der Schwerkraftskomponente entgegenwirkende,
direkt vom Raketentriebwerk erzeugte Auftriebskomponente erzielt wird, wobei dieser
Anstellwinkel des vorzugsweise im überschallbereich fliegenden Flugkörpers auch
bereits unmittelbar nach dem Start, also im Unterschallbereich, aufrechterhalten
wird, da die Strahlablenker in Abhängigkeit der Größe des Anstellwinkels des Flugkörpers
den Schubstrahl derart ablenken, daß eine eventuelle Änderung dieses Anstellwinkels
durch Schwenken des Schubvektors dauernd ausgeglichen wird.
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Das Eintauchen der Strahlablenker in den Schubstrahl wird also hier
ausschließlich von unmittelbar auf den Staudruck ansprechenden Betätigungsorganen
vorgenommen. Die Eintauchtiefe der Strahlablenker ist dabei abhängig von der Größe
der jeweils auf die Manometer gegenüberliegender Strahlablenker wirkenden Staudruckdifferenz,
nicht aber vom absoluten Betrag des auf alle Strahlablenker gleichzeitig wirkenden
Staudrucks, so daß der Brennkammerdruck nicht einmal indirekt über die Längsgeschwindigkeit
des Flugkörpers auf die Eintauchtiefe der Strahlablenker ändernd wirkt.
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Gemäß der Erfmdung ist der Strahlablenker um eine Drehachse schwenkbar,
wobei die gesamte zur Betätigung des Strahlablenkers vorgesehene Einrichtung hinter
der Drehachse angeordnet ist.
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In einer ersten, sehr einfachen und robusten Ausführungsform der Erfindung
ist zur Änderung der Eintauchtiefe ein Polschuh für den Betätigungsmagneten des
Strahlablenkers vorgesehen, der zwischen dem Betätigungsmagneten und dem als Anker
ausgebildeten Hebelarm des Strahlablenkers angeordnet ist und über einen Hebel und
nach Entriegelung von einer Rückstellfeder ausschwenkbar ist.
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Hierdurch wird der Weg des Ankers verkleinert und entsprechend auch
die Eintauchtiefe der Schneide des Strahlablenkers in den Querschnitt des Schubstrahls
des Triebwerks verringert.
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In einer anderen bevorzugten Ausführungsform der Erfindung bewirkt
ein vom Brennkammerdruck beaufschlagter, mit Gas oder Flüssigkeit gefüllter Faltenbalg
die Schwenkbewegung der Einrichtung und ist über eine entgegenwirkende Feder der
Ruhestand wiederherstellbar. Beim Schwenken des Strahlablenkersystems um die Drehachse
des Strahlablenkers wird dieser von der Achse des Schubstrahls nach außen gedreht,
so daß er auch im betätigten Zustand nicht mehr voll in den Querschnitt des Schubstrahls
eintaucht.
Dies hat den Vorteil, daß durch diese Verdrehung des
Strahlablenksystems sich auch die Richtung des Strahlablenkvektors ändert. Diese
Änderung kann bei drallstabilisierten Flugkörpern zur Anpassung des Strahlablenkers
an die niedrigere Rollfrequenz des Flugkörpers während der Beschleunigungsphase
ausgenutzt werden. Ein zum Ausgleich des Zeitverzugs bei der Betätigung des Strahlablenkers
vorgesehener Kompensationswinkel muß während der Beschleunigungsphase kleiner sein
als während der Marschphase. Diese geforderte Änderung des Kompensationswinkels
entspricht recht genau der Verdrehung des Strahlablenkersystems.
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Die Erfindung wird nachfolgend an Hand von in der Zeichnung dargestellten
Ausführungsbeispielen beschrieben. Im einzelnen zeigt F i g. 1 eine Seitenansicht
der einen Ausführungsform des Strahlablenkers unter Verwendung eines Polschuhs,
F i g. 2 a eine Ausführungsform des in der Anordnung nach F i g. 1 verwendeten Polschuhs,
F i g. 2 b eine andere Ausführungsform des in der Anordnung nach F i g. 1 verwendeten
Polschuhs, F i g. 3 eine Draufsicht der vollständigen Anordnung nach F i g. 1 mit
einer Verriegelung des auswechselbaren Polschuhs, F i g. 4 eine andere Ausführungsform
der Erfindung mit einer kontinuierlichen Verstellbarkeit des Strahlablenkers und
F i g. 5 eine Darstellung zur Veranschaulichung der Kompensationswinkeländerung
des Strahlablenkers bei einem drallstabilisierten Flugkörper nach der Erfindung.
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Die Ausführungsbeispiele der Erfindung sind im Zusammenhang mit einem
drallstabilisierten Flugkörper mit nur einem Strahlablenker beschrieben. Selbstverständlich
kann die Erfindung aber genauso bei lagestabilisierten Flugkörpern mit mehreren
Strahlablenkern oder Spoilern angewendet werden.
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In der in F i g. 1 gezeigten Anordnung ist ein Polschuh 1 zwischen
einem als Anker ausgebildeten Hebelarm 2 eines Strahlablenkers 6 und einem Betätigungsmagneten
3 zu erkennen. Der Strahlablenker 6 taucht bei Betätigung durch den Magneten 3 mit
seiner Schneide in einen Strahlquerschnitt des hier nicht dargestellten Flugkörpers
ein. Ist keine Kursänderung des Flugkörpers erwünscht, so wird der Hebelarm 2 des
Strahlablenkers 6 am zweiten Betätigungsmagneten 4 im angezogenen Zustand gehalten.
Der Strahlablenker 6 wird durch die Betätigungsmagneten 3 und 4 nach Maßgabe der
Lenksignale bewegt. Durch den Polschuh 1 wird erreicht, daß die Schneide des Strahlablenkers
6 beim Einschalten des Magneten 3 nicht mehr so tief in den Strahlquerschnitt der
Brennkammerdüse 5 eintauchen kann, wie es beim Nichtvorhandensein des Polschuhs
1 der Fall wäre.
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In F i g. 2 a ist eine bevorzugte Ausführungsform eines solchen Polschuhs
1 dargestellt. Der Polschuh 1 besteht aus einem magnetisch gut leitenden Material,
wobei er so ausgebildet ist, daß er mit dem Betätigungsmagneten 3 allein keinen
geschlossenen magnetischen Weg bilden kann. Der Polschuh 1 besitzt einen äußeren
Kreisring 7 und eine zentrisch im Inneren befindliche kleine Kreisfläche 9, die
über sehr schmale Verbindungsstege am Kreisring 7 gehalten wird. Der Querschnitt
der Verbindungsstege ist dabei so dimensioniert, daß das magnetisch leitende Material
der Stege bei Einschaltung des Magneten sofort in die Sättigung gelangt. Eine andere
Ausführungsform des Polschuhs ist in F i g. 2 b gezeigt, wobei der äußere Kreisring
7 mit der inneren kleinen Kreisfläche 9 über ein magnetisch nicht leitendes Material,
z. B. einen Kunststoffring 8, mechanisch verbunden ist.
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In F i g. 3 ist eine Ausführungsform der in F i g. 1 gezeigten Anordnung
dargestellt. Der Polschuh 1 sitzt auf einem schwenkbaren Hebel 10, der mit einer
Rückstellfeder 16 verbunden ist. In der Ruhestellung, also vor dem Start des Flugkörpers,
befindet sich der Hebel 10 in fluchtender Stellung mit dem als Anker ausgebildeten
Hebelarm 2 des Strahlablenkers 6. In dieser Stellung ist der Hebel 10 über einen
Riegel 11 verriegelt. Dieser Riegel 11 wird über einen Faltenbalg 13 in seiner Stellung
gehalten. Der Faltenbalg 13 ist mit Gas oder Flüssigkeit unter einem bestimmten
Druck gefüllt und hält damit den Riegel 11 gegen die Kraft der Rückstellfeder
12 in der Verriegelungsstellung des Hebels 10. Der Faltenbalg 13 ist über
eine Leitungsverbindung 14 mit der hier nicht dargestellten Brennkammer verbunden.
In der Mündung dieser Leitung an der Brennkammer befindet sich ein Pfropfen 15,
der aus einem niedrigschmelzenden Material besteht, das unmittelbar nach Zündung
des Triebwerks unter Einwirkung der in der Brennkammer herrschenden hohen Temperatur
schmilzt. Nach dem Schmelzen des Pfropfens, also unmittelbar nach dem Start des
Flugkörpers, wird der Druck im Faltenbalg nur noch vom Brennkammerdruck bestimmt.
Sowie nach Ende der Beschleunigungsphase des Flugkörpers der Brennkammerdruck sinkt,
sinkt auch der Druck im Faltenbalg 13 und damit die auf den Riegel
11
ausgeübte Kraft, so daß nach Unterschreiten eines bestimmten Schwellwertes
der Riegel 11 über die Rückstellfeder 12 aus seiner Verriegelungsstellung
ausgeklinkt wird, und damit der Hebel 10 freigegeben wird. Der Hebel 10 bewegt
sich unter Einwirkung der durch die Rückstellfeder 16 auf ihn ausgeübten Kraft in
eine solche Stellung, daß der Polschuh 1 nicht mehr am Betätigungsmagneten 3 anliegt.
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Bei den weiteren Lenksignalen an die Betätigungsmagneten 3 und 4 wird
jetzt der Hebelarm 2 des Strahlablenkers 6 bei Erregung des Betätigungsmagneten
3 voll angezogen, womit jetzt auch die Schneide des Strahlablenkers 6 voll in den
Strahlquerschnitt des Flugkörpers eintaucht.
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In F i g. 4 ist eine andere Ausführungsform der Erfindung dargestellt,
die einen nicht ganz so einfachen Aufbau wie die in F i g. 1 und 3 dargestellte
Ausführungsform zeigt, dafür aber eine stufenlose Änderung der Eintauchtiefe der
Schneide des Strahlablenkers 6 ermöglicht. Auf einer drehbaren Grundplatte 17 befinden
sich die Betätigungsmagneten 3 und 4, zwischen denen der als Anker ausgebildete
Hebelarm 2 des Strahlablenkers 6 um seine Drehachse 18 je nach Erregung eines dieser
Magneten hin-und herbewegt wird. Die drehbare Grundplatte 17 wird nun je nach dem
auf den Faltenbalg 13 wirkenden Brennkammerdruck um die Drehachse 18 des
Strahlablenkers gedreht. Sowie sich der Brennkammerdruck, d. h. also der Druck des
Faltenbalges 13 auf die drehbare Grundplatte 17, verringert, wird die Grundplatte
17 über eine Rückstellfeder 20 um eine entsprechende Winkelstellung zurückgedreht.
Die Drehbewegung der Grundplatte 17 ist durch Anschläge 22 in ihren beiden Endstellungen
begrenzt.
Der Faltenbalg 13 ist über eine gleiche Leitung 14, wie
bei der in F i g. 3 dargestellten Ausführungsform mit der hier nicht dargestellten
Brennkammer verbunden, wobei sich in der Mündung dieser Leitung wiederum ein Pfropfen
15 aus niedrigschmelzendem Material befinden kann, um einen Fülldruck im Faltenbalg
13 aufrechtzuerhalten. Im Beispiel F i g. 4 kann auf einen Pfropfen verzichtet werden,
wenn die Anschläge 22 passend gestaltet sind und durch Erregung des Magneten 4 verhindert
wird, daß bei Zündung des Triebwerks eine Strahlablenkung und/oder Beschädigung
des Strahlablenkers 6 möglich ist. Bei Verwendung des Pfropfens 15 entspricht der
Fülldruck vor der Zündung des Triebwerks der maximalen Eintauchtiefe des Strahlablenkers.
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Durch die in den F i g. 1, 3 und 4 gezeigten Einrichtungen zur Änderung
der Eintauchtiefe der Schneide in den Strahlquerschnitt wird nun gleichzeitig auch
der Steuervektor des Strahlablenkers, bezogen auf den Flugkörper, um einen bestimmten
Winkelbetrag gedreht, also der Kompensationswinkel geändert.
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Ein drallstabilisierter Flugkörper führt eine Drehung um seine Längsachse
mit einer Rollfrequenz co aus, die in den einzelnen Flugphasen, besonders aber während
der Start- und Marschphase des Flugkörpers unterschiedlich sein kann. Die an den
Flugkörper Lenksignale übermittelnde Leitstelle wird in irgendeiner bekannten Weise
über die jeweilige Rollfrequenz co und Drehstellung des Flugkörpers ständig unterrichtet.
Bei einer in der Marschphase etwa konstanten Rollfrequenz w wird bei der übermittlung
der Lenksignale an den Flugkörper zur Betätigung des Strahlablenkers in einer bestimmten
Drehstellung des Flugkörpers die bei der Betätigung des Strahlablenkers auftretende
Verzugszeit berücksichtigt. Ein Lenksignal wird dem Flugkörper daher bereits in
einer Drehstellung übermittelt, in welcher die tatsächliche Steuerbewegung des Strahlablenkers
noch gar nicht stattfinden darf. Durch richtige Wahl dieser Drehstellung im Verhältnis
zur Rollfrequenz w wird erreicht, daß der Strahlablenker genau in dem Moment nach
Ablauf der Verzugszeit eine Steuerbewegung ausführt, in dem der Flugkörper seine
für diese Steuerbewegung gewünschte Drehstellung aufweist. Der Winkel zwischen der
Drehstellung des Flugkörpers bei Lenksignalgabe und der Drehstellung bei der tatsächlichen
Ausführung der zu diesem Lenksignal gehörenden Steuerbewegung durch den Strahlablenker
ist als Kompensationswinkel bezeichnet. Die Größe dieses Kompensationswinkels entspricht
nur einer ganz bestimmten Winkelgeschwindigkeit, also der Rollfrequenz w des Flugkörpers,
so daß bei Änderung dieser Rollfrequenz auch der Kompensationswinkel entsprechend
geändert werden muß.
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In F i g. 5 ist schematisch der Austrittsstrahlquerschnitt des zu
steuernden Flugkörpers dargestellt. Während der Marschphase befindet sich die Schneide
des Strahlablenkers 6 z. B. gerade bei einer Drehstellung des sich mit der Rollfrequenz
(o drehenden Flugkörpers von 180°. Damit die Schneide gerade in dieser Stellung
von 180° bewegt wird, muß der Flugkörper in einer um den Kompensationswinkel a vorgedrehten
Stellung bereits sein Lenksignal erhalten haben. Ist während der Beschleunigungsphase
des Flugkörpers dagegen der Strahlablenker 6 in der gestrichelt dargestellten Weise
um die Schwenkachse 18 so verdreht, daß die Eintauchtiefe der Schneide entsprechend
kleiner geworden ist, so ändert sich auch die Winkelstellung des Steuervektors der
Schneide um einen Winkel y gegenüber der der nicht verdrehten, also voll eintauchenden
Schneide in den Strahlenquerschnitt der Brennkammerdüse 5 während der Marschphase.
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Da sich gleich nach dem Start des Flugkörpers durch das Entfalten
der Klappflügel und die damit verbundene plötzliche Erhöhung des Trägheitsmoments
die Rollfrequenz w des Flugkörpers wesentlich erniedrigt, die Verzugszeit zur Betätigung
des Strahlablenkers aber gleichbleibt, muß der Kompensationswinkel bei dieser niedrigen
Rollfrequenz (o entsprechend kleiner sein. Durch die vom Brennkammerdruck abhängige
Verdrehung der Grundplatte 17 der in F i g. 4 dargestellten Ausführungsform der
Erfindung bzw. das Einschwenken des Polschuhs nach F i g. 1 und 3 wird nun automatisch
auch der Kompensationswinkel a um den Betrag des Winkels y verringert, so daß ein
der niedrigen Rollfrequenz w entsprechend verkleinerter Kompensationswinkel ß erzielt
wird.