DE3342861A1

DE3342861A1 - Verbesserungen an flugkoerpern und anderen ruempfen

Info

Publication number: DE3342861A1
Application number: DE19833342861
Authority: DE
Inventors: Derek Herrington Peckham
Original assignee: UK Secretary of State for Defence
Current assignee: UK Secretary of State for Defence
Priority date: 1982-11-26
Filing date: 1983-11-28
Publication date: 1992-05-07
Also published as: FR2666786A1; SE467206B; GB2244968B; US5139215A; SE8306496L; GB2244968A; SE8306496D0; CA1314764C; IT1235222B; IT8349374A0; FR2666786B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Lenkflugkörper.

Beim Fliegen allgemein und besonders bei klein sten Einfallwinkeln teilt sich die Strömung über der Leeseite von schlanken Körpern und bildet Wirbel. Die se Wirbelströmung kann symmetrisch sein, ist jedoch im allgemeinen asymmetrisch, so daß eine Seitenkraft (und ein Giermoment) zusätzlich zu der am Körper in der Einfallebene angreifenden Kraft erzeugt wird. Diese zusätzliche "außer der Ebene liegende" Kraft ist bei Lenkflugkörpern unerwünscht, weil sie die Manövrier-Steuerung kompliziert.

Es sind bereits verschiedene Möglichkeiten zur Reduzierung oder Beseitigung dieser zusätzlichen Kraft vorgeschlagen worden, jedoch nur mit begrenztem Erfolg. Bei einem Lösungsweg wird die Nasenregion mo difiziert, z. B. durch Vorsehen von Leitflossen zum Verankern der Wirbel und ihrer Entwicklung. Ein Paar derartiger Leitflossen waren erfolgreich, jedoch nur in Bezug auf eine Rollorientierung des Körpers, d. h. die Flossen waren im wesentlichen symmetrisch zur Ein fallebene. Die Anwendung von mehreren Leitkörpern oder Flossen, Ringen oder Übergangsbändern, alle um den Na senbereich, ist in 1972 AIAA Paper 72/968 "Occurrence and inhibition of large yawing moments during high incidence flight of slender missile configurations" von William H. Clark et al. diskutiert. Auch diese waren nicht voll befriedigend und es ergaben sich trotzdem unerwünschte Widerstandseinflüsse.

Eine andere Lösungsart besteht im "Ausmitteln" der Asymmetrien, z. B. durch einen kontinuierlich um laufenden Nasenbereich. Diese Methode ist in NEAR Inc′s Technical Report 212 of December 1979, "Active Control of Asymmetric Vortex Effects" von John E. Fidler be schrieben und hat den Vorzug einer Anwendbarkeit bei allen Roll-Orientierungen, wobei jedoch keine wesent liche Reduzierung der Größe der "Außer-Ebenen"-Kräfte festgestellt werden konnte.

Gemäß der Erfindung werden Mittel am Rumpf, z. B. eines Lenkflugkörpers, vorgeschlagen, die die Größe der "Außer-Ebenen"-Kräfte verringern und bei allen Roll-Orientierungen ohne wesentliche Widerstän de, Rücktriebe oder andere nachteiligen Einflüsse An wendung finden können.

Gemäß der Erfindung hat ein Rumpf an seiner Nase ein Paar gleicher Leitflossen in seitlich symmetrischer Anordnung, die zur Steuerung der Wirbelströmung um den Rumpf im Einfall-Flug zur Rotation um eine Rumpflängs achse angeordnet ist.

Der Rumpf kann eine frei drehbare Nase als Träger für die Leitflossen haben, die vorzugsweise an der Nasenspitze beginnen. Der Nasenkörper kann ein Konus, insbesondere ein spitzbogiger Konus, sein. Ferner ist der Nasenkörper so leicht wie möglich und kann für die sen Zweck aus einem faserverstärkten, insbesondere koh lenstoffaserverstärkten, Kunststoff bestehen. Die Leit flossen sollen sich nach rückwärts um nicht mehr als einen Rumpfdurchmesser erstrecken und ihre Spannweite kann zwischen 5 und 50% des lokalen Rumpfdurchmessers betragen. Die Leitflossen können effektiv unter einem V-Winkel angestellt sein, d. h. ihre Enden können ei nen dihedrischen Winkel von 5 bis 40° haben, während die effektive Ebene jeder Leitflosse in oder außer halb der Radialebene des Rumpfes liegen kann.

Die Leitflossen sind vorzugsweise scharfkantig und können vollständig planar sein. Ihr typischer Grundriß ist der eines geradkantigen Deltas oder einer Bogenspitze.

Als Alternative zum frei drehbaren Nasenkörper können Steuermittel vorgesehen sein, welche einen Fluglagensensor und einen Motor zur Verdrehung des Nasenkörpers in eine gewünschte Lage aufweisen können. Diese Steuermittel ergeben den weiteren Vorteil, daß durch Vorsehen einer Eingabe-Führungseinrichtung ein Nasenkörper in einen bestimmten Winkel eingestellt werden kann, unter dem eine vorbestimmte Seitenkraft erzeugt wird, wobei diese Eingabe-Führungseinrichtung zur Steuerung der Fluglage und Richtung des Flugkör pers verwendet werden kann.

Insbesondere für lange, schlanke Rümpfe kann eine Verstärkereinheit weiter hinten am Rumpf vorge sehen werden, die ein Paar gleiche Verstärker-Flos sen in seitlich symmetrischer Anordnung am Rumpf um dessen Längsachse drehbar aufweist. Der Ring kann frei drehbar sein oder, wie vorstehend für die Rumpfnase be schrieben, eine Lagekontrolleinrichtung aufweisen. Die Leitflossen können einen wirksamen dihedrischen Winkel haben und einfach planar sein und einen Grund riß wie die oben beschriebenen Nasen-Flossen haben.

Die Erfindung ist besonders geeignet für Rümpfe von Lenkflugkörpern, die mit hoher Manövrierfähigkeit im Unterschallbereich fliegen. Sie kann jedoch auch für Überschall-Flugkörper eingesetzt werden und ergibt auch besondere Vorzüge bei bestimmten Flugzeugrümpfen.

Ausführungen der Erfindung werden im folgenden an hand der Zeichnung im einzelnen beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht des vorderen Teils eines Lenkflugkör pers;

Fig. 2 eine Stirnansicht des Flugkörpers nach Fig. 1;

Fig. 3 schematisch eine konische Flug körpernase mit einer Lagesteuerung;

Fig. 4 schematisch einen Teilschnitt durch einen Flugkörperrumpf mit einer Ver stärkereinheit;

Fig. 5 im Diagramm die Änderung der Seiten kraft mit dem Einfallen;

Fig. 6 im Diagramm die Änderung der Seiten kraft mit der Rollage bei gegebe nem Einfallen;

Fig. 7 im Diagramm die Änderung der Seiten kraft mit derNasenverdrehung bei ge gebenem Einfallen.

Der in den Fig. 1 und 2 dargestellte Lenkflugkör per hat einen Rumpf 10, der einen Nasenkonus 11 frei drehbar um seine Längsachse trägt. Der Nasenkonus 11 trägt ein Paar gleicher scharfkantiger Leitflossen 12 (strakes), die an ihrer Spitze beginnen und in dihedri scher, d. h. V-förmiger, Anordnung mit einem dihedri schen Winkel ψ verlaufen.

Beim Flug eines derartigen Flugkörpers richtet sich der Nasenkonus 11 wie eine Wetterfahne aus, so daß die Leitflossen symmetrisch zur Quer-Strömungskomponente der momentanen Luftgeschwindigkeit sind, d. h. R₁ = R₂, wobei gleiche und symmetrische Wirbel durch die Flossen erzeugt werden.

Bei einem besonderen Ausführungsbeispiel der Er findung hat der Nasenkonus 11 eine Länge von 100% des maximalen Flugkörperdurchmessers und trägt Leitflossen 12, deren Spannweite 30% des lokalen Flugkörperdurch messers beträgt und die unter einem dihedrischen Winkel ψ = 20° verlaufen.

Der Flugkörperrumpf nach Fig. 3 hat einen Nasen konus 30 mit Leitflossen 31, deren Anordnung derjeni gen nach Fig. 1 und 2 entspricht, wobei der Nasenkonus 30 jedoch nicht frei drehbar gegenüber dem Rumpf ist. Eine Lagesteuereinheit enthält einen Lagesensor und eine Befehlseinheit 32 und ein Motor 33 ist antriebs mäßig mit dem Konus 30 verbunden.

Die Lagesteuereinrichtung wird wirksam, wenn der Einfallwinkel des Rumpfs größer als der eingeschlosse ne Winkel des Nasenkonus wird, d. h. wenn Wirbelströ mungsfelder erzeugt werden und wirkt auf zweierlei Wei se: Einmal wird der Nasenkonus 30 in eine solche Konfi guration (R₁ = R₂) verdreht, daß jeder durch ein un ausgeglichenes Wirbelfeld erzeugten Seitenkraft und je dem Giermoment entgegengewirkt und gedämpft wird. Die andere Wirkungsweise besteht im Einstellen des Nasen konus auf eine solche Lage (R₁ ≠ R₂), daß ein Wirbel- Ungleichgewicht und damit eine Seitenkraft und ein Giermoment erzeugt werden.

Der Schnitt eines Flugkörperrumpfes nach Fig. 4 ist durch den hinteren Teil eines besonders schlanken Flugkörpers geführt und zeigt eine Verstärkereinheit 40 zur Wirbelsteuerung. Diese umfaßt eine Buchse 41, die Flügel bzw. Flossen 42 trägt und um den Rumpf auf Lagern 43 drehbar ist. Die Flossen 42 sind ein symme trisches Paar und unter einem dihedrischen Winkel zum Rumpf montiert.

Beim Fliegen dieses Flugkörpers unter einem sol chen Einfallwinkel, daß Wirbel um den Rumpf erzeugt werden, verdreht sich die Verstärker- bzw. Übertrager einheit in eine symmetrische Lage gegenüber der Quer strömungskomponente der Luftgeschwindigkeit und ver ankert die herum entstehenden Wirbel, um sie symmetrisch zu halten.

Die Fig. 5, 6 und 7 beziehen sich auf Windkanal versuche mit einem konischen Zylindermodell, dessen konische Nase einen Halb-Scheitelwinkel von 10° auf weist und durch ein Halbbogenprofil zum Körperdurch messer windschnittig ausgebildet ist. Die Nasenlänge betrug 3,33 Kaliber (Rumpfdurchmesser) und die Gesamt länge des Modells betrug 7,625 Kaliber. Die Versuche wurden bei Mach 0,3 und atmosphärischem Druck durchge führt, wobei die Reynolds-Zahl basierend auf dem Modell zylinder-Durchmesser (0,297 m) bei 2×10⁶ lag. Ein Teil des Nasenkörpers von 1,04 Kaliber Länge war frei dreh bar auf einer Welle gelagert und an der Nase waren Leit flossen unter einem Gesamtscheitelwinkel von 40 deg (in Ebenenprojektion) befestigt, mit einer Fußsehne von 0,81 Kalibern und einem dihedrischen Winkel an je der Seite von 20 deg.

Bei den Versuchen wurde festgestellt, daß der Na senteil des Modells sich nach Art einer Wetterfahne zu einer Fluglage symmetrisch zur Querströmungsebene ausrichtete, was auch immer der Flugkörper für eine Roll-Orientierung hatte (wie dargestellt).

Fig. 5 vergleicht die Seitenkraft, die an einem Körper ohne Leitflossen angreift. An dem Körper mit Leitflossen ist der Einfallwinkel, bei welchem Seiten kräfte sich zu entwickeln beginnen, vergrößert und die Größe dieser nachfolgend entstehenden Seitenkräfte ist reduziert, und zwar für einen Einfallbereich von bis zu über 38 deg.

Fig. 6 zeigt die Änderung der Seitenkräfte mit dem Rollwinkel für einen Einfallwinkel von 36 deg. Bei einem Flugkörper ohne Flossen ergab sich eine rapide Umkehrung im Vorzeichen der Seitenkraft bei Rollen des Körpers, wohingegen bei einem Körper mit Leit flossen die Seitenkraft auf einem niedrigen und nahe zu gleichbleibenden Wert gehalten wurde.

Fig. 7 zeigt die Möglichkeit einer Steuereinrich tung für eine Nase mit Flossen, die in einen gewünsch ten Rollwinkel relativ zum Flugkörperrumpf eingestellt werden kann. Für den Flugkörper bei einem Einfallwinkel von 36 deg (und Einhalten einer festen Roll-Fluglage) wird der Nasenteil über einen Rollwinkel von ± 20 deg relativ zum Flugkörper gesteuert, was eine gleichförmi ge Veränderung der Seitenkraft von einem positiven Niveau einer Seite zu einem negativen Niveau an der anderen Sei te ergibt.

Bei anderen Ausführungen gemäß der Erfindung sind die Flossen durch eine Finne von größerer Spannweite und Fläche als jede Flosse ersetzt und zur Öffnung in positiver V-Anordnung ausgebildet, d. i. an der Gegen seite des Flossenträgers - sei es der Ring oder der Nasenkörper etc. - , zu der Finne.

Claims

1. Flugkörper-Rumpf, gekennzeichnet durch ein Paar gleicher Leitflossen (12, 31) in seitlich symmetrischer Anordnung an der Rumpfnase (11), die zur Steuerung der Wirbelströmung um den Rumpf im Flug unter einem Einfallwinkel zur Drehung um die Rumpflängsachse angeordnet sind.

2. Flugkörper-Rumpf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im hinteren Teil des Rumpfes eine Steuereinrich tung (40) vorgesehen ist, die ein Paar gleicher Leit flossen (42) in seitlich symmetrischer Anordnung auf weist und um die Rumpflängsachse drehbar ist.

3. Flugkörper-Rumpf nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine Steuereinrichtung zum Steuern der Stellung der Leitflossen (12, 31, 42) vorgesehen ist.