DE2160324C2 - Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs !.

In einer entsprechenden Vorveröffentlichung (DE-AS 11 18 055) wird ein Leitwerk für Raketen beschrieben, deren beim Start ausklappbare Stabilisierungsflügel nach hinten zu Verlängerungen in Form von flachen oder profilierten Zusatzstücken aus einem brennbaren Kunststoff tragen, die beim Start der Rakete gezündet werden und dann abbrennen. Mit dieser Anordnung wird lediglich in der Startphase eine hohe Stabilisierung erreicht. Während des Flugs nach Abschluß der Beschleunigungsphase wird jedoch eine Verschlechterung der Stabilität in Kauf genommen, da die Zusatzstücke dann abgebrannt sind.

Raketengetriebene Flugkörper sind während der Beschleunigungsphase gegenüber Störeinflüssen, die eine Drehung des Flugkörpers um eine seiner Querachsen bewirken, besonders empfindlich. Hierdurch entstehen Schubkomponenten senkrecht zur Sollrichtung, die zu einer Bahnwinkelablage bei Brennschluß des oder der Triebwerke führen. Hierbei ist die erste Flugphase des Flugkörpers nach dem Verlassen seiner Startvorrichtung am kritischsten. Zu diesem Zeitpunkt hat der Flugkörper eine verhältnismäßig geringe Fluggeschwindigkeit; Störeinflüsse, insb. Windstörungen führen hier besonders leicht zu Ablagen des Flugkörpers von der vorgesehenen Flugrichtung. Während des Fluges dreht ein aerodynamisch stabiler Flugkörper in den Wind und nimmt die Richtung der Resultierenden aus Flug- und Windgeschwindigkeit ein. Ein aerodynamisch instabiler Flugkörper wird dagegen vom Wind abgedreht. Diese durch Drehungen um den Schwerpunkt eingetretenen Richtungsänderungen führen bei diesen Flugkörpern infolge der Fehlausrichtung ihres Schubvektors zu Bahnwinkelablagen mit entsprechenden Ablagen im Zielgebiet.

Für einen ballistischen Flugkörper ist es deshalb vorteilhaft, im ersten Teil der Beschleunigungsphase eine sog. Neutralstabilität anzustreben, während später in der antriebslosen bzw. passiven Flugphase eine stabile Fluglage vorhanden sein soll, die bis zum Auftreffen auf das Ziel beizubehalten ist.

Bei gelenkten Flugkörpern, die im Hinblick auf eine gute Folgsamkeit häufig eine geringe Stabilität aufweisen, können Bahnwinkelablagen durch die Lenkung wieder ausgeglichen werden. Dies ist bei ballistischen Flugkörpern nicht möglich, sie sollten daher eine größere Stabilität, also eine möglichst geringe Störempfindlichkeit aufweisen.

In der Zeitschrift »Wehrtechnik«, Heft 5/71, gibt es in dem Aufsatz »Thermische Funktionssteuerung von Raketengeschossen« auf S. 209, linke Spalte, Abs. 4, einen Hinweis darauf, d?ß die Stabilität eines Flugkörpers durch eine Veränderung der Flügelflächengröße beeinflußbar ist und es wird auf S. 210 in Fig. 4 eine Vorrichtung für ein diskontinuierliches öffnen der Flügel gezeigt. Es ist aber dem Aufsatz nicht zu entnehmen, welche Stabilität in den einzelnen Antriebsbzw. Flugphasen anzustreben ist.

Der Eriindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Stabilität eines Flugkörpers, der nach dem Start enlfaltbare aerodynamische Flächen aufweist, die in Teilflächen unterteilt sind, durch gezieltes Entfalten der Teilflächen der jeweiligen Flugphase im Sinne eines guten Flugverhaltens bzw. einer leichten Steuerbarkeit anzupassen.

Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des kennzeichnenden Teils des Anspruchs 1 gelöst. Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen 2 bis 4.

Die Vorteile der Erfindung sind insbesondere darin zu sehen, daß durch die geometrische Auslegung der Teilflächen entsprechend den errechneten Stabiütätskurven eine die Störempfindlichkeit des Flugkörpers vermindernde Stabilitätsoptimierung und zum anderen für den ersten Teil der Antriebsphase eine neutrale oder indifferente Stabilität erzielt wird. Während des Fluges kann somit eine in den negativen Bereich absinkende Stabilität durch ein- oder mehrfaches Ausklappen von Teilflächen in den Bereich positiver Stabilität angehoben werden.

Die Erfindung ist anhand mehrerer in der Zeichnung mehr oder minder schematisch dargestellter Ausführungsbeispiele beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 einen Flugkörper mit am Heck angeordneten Stabilisierungsflächen;

F i g. 2 einen Flugkörper mit sowohl am Heck als auch an der Spitze angeordneten Stabilisierungs- bzw. Destabilisierungsflächen;

Fig. 3 ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage eines Flugkörpers aufgetragen über der Machzahl bei unterschiedlich wirksamen Stabilisierungsflächen für ein erstes Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig.4 ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage eines Flugkörpers mit am Heck angeordneten rechteckigen Stabilisierungs-Teilflächen nach einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig.5 ein Diagramm der Druckpunkt- und Schwerpunktlage für einen Flugkörper mit unterschiedlich geformten Stabilisierungs-Teilflächen gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung.

In F i g. 1 ist ein Flugkörper 1 mit einem Gefechtskopf 2 und vier am Umfang gleichmäßig verteilten

Stabilisierungsflächen 3 dargestellt. Der Flugkörper weist einen Durchmesser D, einen Schwerpunkt S in einer Entfernung xs von seiner Spitze und einen Druckpunkt Dr in einer Entfernung xdi von seiner Spitze auf. Seine Stabilisierungsflächen 3 sind jeweils in zwei Teilflächen 4 und 5 aufgeteilt, die jede für sich in hier nicht dargestellter, an sich bekannter Weise entfaltet und auch wieder zusammengefaltet werden können.

Der Flugkörper kann aber auch mit einem gestrichelt gezeichneten Gefechtskopf 6 versehen werden, zu dessen aerodynamischen und Stabilitätsausgleich eine ebenfalls gestrichelt gezeichnete weitere Teilfläche 7 zu entfalten ist. Durch den Gefechtskopf 6 und der zusätzlichen Teuflische 7 rückt der Schwerpunkt 5 um einen gewissen Betrag nach vorne auf einen neuen Schwerpunkt Si, während der Druckpunkt Dr etwa unverändert an seiner Stelle verbleibt. Die in der Draufsicht dargestellte Teilfläche 5 ist gegenüber der Längsachse des Flugkörpers 1 um einen Winkel α angestellt. Die so angestellte Teilfläche 5 erzeugt eine Querkraft, welche die Drehung des Flugkörpers 1 um seine Längsachse bewirkt.

Je nach Konfiguration und Einsatzart des in Frage stehenden Flugkörpers sind die Stabilisierungsflächen in mehr als zwei Teilflächen unterteilt und in der Nähe der Spitze oder an einer sonstigen für die Erreichung eines gewünschten Stabilitätsverhaltens günstigen Stelle des Flugkörperrumpfes angeordnet In F i g. 2 ist beispielsweise ein Flugkörper Γ gezeigt, bei dem die Stabilisierungsflächen in vordere Destabilisierungs-Teilflächen 8 und hintere Stabilisierungs-Teilflächen 9 und to aufgeteilt sind.

In den noch zu erläuternden Ausführungsbeispielen gemäß den F i g. 3 bis 5 sind jedoch zur Vereinfachung der Darstellung alle Teilflächen der Stabilisierungsflächen am Heck des Flugkörpers vorgesehen.

Da die Einrichtungen zur Entfaltung der Teilflächen beliebiger, an sich bekannter Art sein können, sind sie hier ebenfalls der Übersicht wegen nicht dargestellt. Ähnliches gilt für die Einrichtungen zur Zeitverzögerung beim Entfalten der Teilflächen. Der Vollständigkeit halber sei jedoch auf die DE-OS 19 50 638 verwiesen, in der eine geeignete Verzögerungseinrichtung beschrieben ist.

Die Wirkungsweise der Stabilisierungsflächen sei nachfolgend anhand der F i g. 3 beschrieben.

In dem dort gezeigten Diagramm ist die Geschwindigkeit, ausgedrückt durch die Machzahl, als Abszisse gewählt. Auf der Ordinate sind die Verhältniszahlen der in bezug auf F i g. 1 erläuterten Strecken Xs/Dund Xq₁JD aufgetragen. Die Schwerpunktlage χς/D des Flugkörpers 1 mit seinen am Umfang verteilten Stabilisierungsflächen 3, die in Teilflächen 12 u. 13 aufgeteilt sind, hat während seiner Flugzeit den Verlauf 14. Der Schwerpunkt S rückt also mit fortschreitendem Treibstoffverbrauch stetig in Richtung der Flugkörperspitze vor, wodurch die Größe von xslD ständig abnimmt. Nach Brennschluß — Punkt 15 — bleibt die Schwerpunktlage konstant, d. h. unabhängig von der Machzahl. Die Kurve 16 zeiet den Verlauf der Pruckpunktlagen bei voll entfalteter Stabilisierungsfläche — Teilflächen 12 und 13 aufgeklappt —, die Kurve; 17 den Verlauf der Druckpunktlagen bei halb ehtfalteter Fläche — nur Teilfläche 12 aufgeklappt — und die Kurve 18 den Verlauf bei zusammengefalteten Teilflächen 12 und 13. Der Abstand in Richtung de.r Ordinate zwischen der Schwerpunktkurve 14 und den jeweiligen Druckpunktkurven 16 bis 18 ist ein Maß für die Stabilität des Flugkörpers. Wenn der Wert einer Druckpunktkurve oberhalb der Schwerpunktkurve liegt, ist der Flugkörper bei dieser Machzahl stabil, bei Druckpunktlagen unterhalb der Schwerpunktkurve besteht Instabilität

Bei Flugkörpern mit Stabilisierungsflächen der bisher bekannten Art werden diese entweder sofort nach dem Verlassen des Rohres entfaltet, wodurch entsprechend der Kurve 16 der Flugkörper eine große Stabilität aufweist oder sie werden mit einer Verzögerung, z. B. erst bei Punkt 19 auf der Kurve 18 entfaltet, wobei der zuerst instabil fliegende Flugkörper einen relativ großen Stabilitätssprung nach Punkt 20 zur stabilen Kurve 16 macht In beiden Fällen ist, wie schon erwähnt, der Flugkörper während seiner anfänglichen Beschleunigungsphase verstärkt den Störeinflüssen von Wind oder von Abgangsfehlern ausgesetzt

Bei Flugkörpern mit vorstehend beschriebenen Stabilisierungsflächen, insbesondere also beim Flugkörper 1, wird sofort nach Verlassen seines Abschußrohres oder seiner Startlafette die Teilfläche 12 entfaltet. Der Flugkörper fliegt daher entsprechend der strichpunktierten Kurve 17 zuerst mit einer etwa neutralen Stabilität die sich im Transsonikbereich vergrößert. Nach Erreichen einer vorbestimmten Machzahl oder bevor die Stabilität mit der entfalteten Teilfläche 12 wieder abnimmt, wird bei Punkt 21 die weitere Teilfläche 13 entfaltet Dadurch vergrößert sich seine Stabilität und erreicht in Punkt 22 die Kurve 16. Vom Punkt 22 an fliegt der Flugkörper bis zum Brennschluß 15 seines Triebwerkes und weiter bis zum Aufschlag auf das Ziel mit ausreichender Stabilität.

In der Fig.4 sind bei einem Flugkörper 1" die Stabilisierungsflächen 3 in Teilflächen 11, 12 und 13 aufgeteilt. Die Schwerpunktlage χς/D weist einen Kurvenverlauf 23 auf. der beispielsweise dadurch entsteht, daß der Treibstoff in der ersten Antriebsphase aus einem hier nicht dargestellten vorderen Tank — bei Anwendung eines Flüssigkeitsraketentriebwerkes ■ und später aus einem ebenfalls nicht dargestellten hinten liegenden Tank verbraucht wird.

Den vier skizzierten Darstellungen mit den Teilflächen 11 bis 13 sind von oben nach unten Druckpunktkurven 24 bis 27 zugeordnet. Um das gewünschte Stabilitätsverhalten möglichst gut zu erreichen, fliegt der Flugkörper hier zuerst nur mit der Teilfläche 13. Seine Druckpunktlage bewegt sich dabei auf der Kurve 26. Bei einer Machzahl entsprechend dem Punkt 28 wird die weitere Teilfläche 12 entfaltet, wodurch beim Punkt 29 die Druckpunktkurve 25 erreicht wird. Schließlich wechselt der Druckpunktverlauf nach Entfaltung der letzten Teilflächen 11 von Punkt 30 nach Punkt 31 auf die Kurve 24. Der Flugkörper fliegt dann mit dem Druckpunktverlauf der Kurve 24 bis zum Brennschluß 15 und mit im allgemeinen abnehmender Machzahl in der passiven Flugphase bis zum Ziel.

In der Fig.5 sind die Stabilisierungsflächen 3 des Flugkörpers V" in geometrisch unterschiedliche Teilflächen 32,33 und 34 aufgeteilt. Der Flugkörper hat einen Schwerpunktverlauf 35 und, bei entsprechend entfalteten Teilflächen 32 bis 34, Druckpunktverläufe 36 bis 39. Hier wird zuerst die mittlere Teilfläche 33 und erst danach werden die weiteren Teiiflächen 32 und 34 entfaltet.

Der Druckpunktverlauf bewegt sich hier zuerst auf der Kurve 38 von Null zum Punkt 40; von dort zum Punkt 41, auf der Kurve 37 zum Punkt 42 und schließlich zum Punkt 43 auf der Kurve 36 und verbleibt auf dieser.

Der Flugkörper fliegt also entsprechend der Darstellung nach Fig.5 in der Anfangsphase des Fluges mit etwa Neutralstabilität und erreicht später die erforderliche Stabilität bis zum Ende seines Fluges.

Wie vorstehend erläutert, ist es also möglich, durch Wahl der Geometrie der Teilflächen in Kombination mit einer Verschiebung des Stabilitätsniveaus durch Aufklappen von Teilflächen in unterschiedlicher Reihenfolge qualitativ geeignete Druckpunktverläufe zu realisieren. Damit läßt sich für jeden Verlauf der Schwerpunktlage xsl D eines Flugkörpers der optimale Stabilitätsverlauf realisieren.

Anstelle der beschriebenen diskontinuierlichen Veränderung der Stabilitätsflächen ist auch eine kontinuierliche Veränderung, z. B. durch stetiges Ausschwenken, der Stabilisierungsfläche möglich.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen ·

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Flugkörper mit Eigenantrieb, der zum Ausgleich von während des Fluges auftretenden Stabilitätsänderungen nach dem Start entfaltbare aerodynamische Stabilisierungsflächen aufweist, die in Teilflächen unterteilt sind, dadurch gekennzeichnet, daß jede der Teilflächen entsprechend für den Flugkörper errechneten Stabilitätskurven geometrisch gestaltet ist und daß die Teilflächen (12,13,33) einzeln oder gemeinsam während des Fluges so entfaltbar sind, daß der Flugkörper im ersten Teil der Antriebsphase mit etwa Neutralstabiiität fliegt und daß beim Erreichen einer vorbestimmten Machzahl weitere Teilflächen (11, 12, 32, 34) durch an sich bekannte Schaltmittel so entfaltbar sind, daß im weiteren Flugverlauf Stabilität vorhanden ist

2. Flugkörper nach Anspruch t, dadurch gekennzeichnet, daß alle Teilflächen am Flugkörperheck angeordnet sind.

3. Flugkörper nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Teilflächen über die Längsrichtung des Flugkörpers verteilt und mindestens je eine Teilfläche an der Spitze und am Heck des Flugkörpers angeordnet sind.

4. Flugkörper nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine der Teilflächen gegen, die Strömung angestellt ist.