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Dokumentenidentifikation DE69027750T2 28.11.1996
EP-Veröffentlichungsnummer 0433128
Titel Überschallgeschoss mit Lenkung mittels paarweise wirkenden Luftbremsen
Anmelder Aérospatiale Société Nationale Industrielle, Paris, FR
Erfinder Boyadjian, Leon, F-91430 Igny, FR
Vertreter Hagemann, Kehl und Kollegen, 81675 München
DE-Aktenzeichen 69027750
Vertragsstaaten BE, DE, ES, GB, IT, NL, SE
Sprache des Dokument Fr
EP-Anmeldetag 03.12.1990
EP-Aktenzeichen 904034303
EP-Offenlegungsdatum 19.06.1991
EP date of grant 10.07.1996
Veröffentlichungstag im Patentblatt 28.11.1996
IPC-Hauptklasse F42B 10/64

Beschreibung[de]

Die Erfindung betrifft die Lenkung von Überschall-Flugkörpern (oder -Unterflugkörpern), insbesondere in nicht angetriebener Phase. Sie betrifft insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, die angetriebenen und gelenkten Flugkörper mit hoher Geschwindigkeit (mindestens Mach 2, in der Praxis Mach 4 bis 5) von der "überschnell" genannten Art, die sich in niedriger Höhe bewegen und zur Neutralisierung von spätentdeckten Angreifern aus der Luft oder am Boden bestimmt sind, wie beispielsweise von bewaffneten Hubschraubern, schnellen Flugzeugen, die sich in niedriger Höhe bewegen und zu plötzlichen (ausweichenden) Rückzugsreaktionen fähig sind, oder Panzern.

Die Erfindung betrifft somit insbesondere einen Flugkörper, dessen Mission eine erste, schnelle Beschleunigungsphase, während der die auf den Flugkörper bezogene Abszisse des Schwerpunkts des Flugkörpers sich durch Propergolverbrauch in Längsrichtung stark ändert, und dann eine zweite Phase der Geschwindigkeitsabnahme umfaßt, während der diese Abszisse des Schwerpunkts feststehend bleibt.

Die Erfindung betrifft auch einen trägen Flugkörper (oder Unterflugkörper oder Geschoß), der zuvor auf die gewünschte Geschwindigkeit durch Antriebsmittel beschleunigt wurde, die nach Beschleunigung abgetrennt werden. In diesem Fall liegt wieder die vorstehend genannte Phase mit bezüglich des Flugkörpers feststehendem Schwerpunkt vor.

Die Manövrierbarkeitsanforderung bei solchen Flugkörpern oder Geschossen ist so beschaffen, daß man ein kleines statisches Spiel anstreben muß, was einen aerodynamischen Mittelpunkt erfordert, der von der Machzahl relativ unabhängig ist.

Vier Lageregelungskonzepte existieren gegenwärtig:

1. - ein aerodynamisches Konzept mit Heckrudern. Diese Ruder müssen in ihrer Spannweite sehr begrenzt sein, um alle Gefahren von Flattern im benutzten Machbereich (etwa Mach 6) zu vermeiden. In diesem Fall ist der Einbau von langen Flügeln erforderlich, um bei jeder beliebigen Machzahl eine korrekte Stabilität zu erhalten. Diese Formel besitzt ziemlich große Nachteile, insbesondere wegen der Stellantriebe, die um die Düse herum unterzubringen sind, und wegen der langen Flügel, die das Triebwerk auszuhalten hat;

2. - ein aerodynamisches Konzept mit "Enten" genannten vorderen Flügeln. In diesem Fall zeigt die gebräuchliche Lageregelung jedoch die bekannten Nachteile: Nichtlinearität der aerodynamischen Kenngrößen in Abhängigkeit von der Anstellung, Wirksamkeitsverluste in der Anstellung und bei starkem Einschlag und schließlich hohe Rudermomente und fast unmögliche Lageregelbarkeit hinsichtlich Rollbewegungen;

3. - ein Konzept mit Ablenkung des Hecktreibstrahls (engl. "Thrust Vektor Control System" oder TVCS). Eine solche Ablenkung kann während der ersten, angetriebenen Phase an dem Treibstrahl vorgenommen werden, anschließend (in der nicht angetriebenen Phase) ist jedoch eine andere Lageregelungsformel erforderlich, da man über keine andere Stufe verfügt, die während der weiteren Mission arbeitet;

4. - schließlich sei ein Konzept mit seitlichen Strahlen erwähnt: wenn sie vorne angeordnet sind, verursachen sie eine Überdruckzone vor den Strahlen und eine Unterdruckzone dahinter bis zu den Heckflügeln. Diese Strahlen erzeugen ein aerodynamisches Moment von günstiger Wechselwirkung, das sich zu dem Antriebsmoment allein addiert. Diese Art der Lageregelung bleibt jedoch hinsichtlich der Manövrierbarkeit sehr unzureichend, da sie den Einbau eines pneumatischen Systems oder eines Gasgeneratorsystems erfordert, die belasten und eine übermäßig große Masse im vorderen Teil des Flugkörpers darstellen.

Ziel der Erfindung ist es, die vorstehend genannten Nachteile, insbesondere in der Phase der Lenkung ohne Antrieb, mit Hilfe der Kombination einer oder mehrerer einfahrbarer Ablenkklappen oder Spoiler mit einem feststehenden Tragwerk (einschließlich evtl. "Enten") zu beseitigen, was zu einem entsprechenden hohen dynamischen Druckeffekt an der Ausmündung des Spoilers führt. Daraus ergibt sich der Vorteil einer sehr hohen Manövrierbarkeit des Flugkörpers zum Preis eines geringfügigen zusätzlichen Gewichts.

Im Rahmen der Erfindung ist der Begriff "Flugkörper" in einem sehr weiten Sinn zu interpretieren, der die Begriffe der eigentlichen Flugkörper, der Unterflugkörper und der Geschosse einschließt.

Die Erfindung schlägt zu diesem Zweck einen gelenkten Überschallflugkörper vor, der einen Rumpf aufweist, der vorne durch eine Nase und hinten durch einen Boden abgeschlossen ist und außen mit feststehenden Heckflügeln versehen ist, dadurch gekennzeichnet, daß er in Längsrichtung in einem Abstand vom Schwerpunkt mindestens eine bewegliche Klappe, Spoiler genannt, besitzt, die zwischen einer in das Innere des Rumpfes eingefahrenen Konfiguration und einer in Querrichtung ausgefahrenen aktiven Konfiguration beweglich ist, in der diese Klappe seitlich bezüglich dieses Rumpfes hervorsteht.

Ein solcher Flugkörper eignet sich für eine Nick- und/oder Giermoment-Lageregelung, die es gestattet, als Reaktion auf eine Ausgangssteuerung des Spoilers, bei einem in niedriger Höhe fliegenden überschnellen Flugkörper einen Lastfaktor zu erhalten, der sehr schnell hoch wird. Diese Steuerung ist vorteilhafterweise progressiv (oder auch proportional), so daß die erforderliche, für die Lageregelung des überschnellen Flugkörpers jedoch gerade ausreichende Wirkung erzeugt wird.

Man wird bemerken, daß durch die Ausrichtung der Klappe und ihrer Wirkungen auf den Flugkörper die Erfindung sich grundlegend von der Lehre der FR-A-2.342.201 unterscheidet, auf der der Oberbegriff des unabhängigen Anspruchs 1 beruht und deren Gegenstand die Regelung der Bewegungsrichtung eines Fahrzeugs in einem fluiden Medium ist; zu diesem Zweck werden zusätzliche aerodynamische oder hydrodynamische Ruderflächen vorgeschlagen, von denen jede die Form eines einfahrbaren Kreisbogens hat und auf einer zur Längsachse des Fahrzeugs parallelen Drehachse befestigt ist, um in entgegengesetzte Richtungen zu beiden Seiten der eingefahrenen Stellung geschwenkt werden zu können, so daß sie an einem Ende oder am anderen einer Aufnahme mit im allgemeinen kreisförmigem Querschnitt hervorstehen kann, in die diese Fläche eintritt.

Bevorzugt schlägt die Erfindung somit vor, dem Tragwerk und eventuellen feststehenden "Enten" vordere oder hintere Spoiler mit proportionalen Steuerungen beizugeben.

Insbesondere drei Konfigurationen wurden von der Anmelderin erprobt:

- Spoiler vorne mit Enten,

- Spoiler hinten mit Enten,

- Spoiler vorne ohne Enten.

Diese drei Konfigurationen zeigen gegenüber den herkömmlichen Konfigurationen den Vorteil, daß sie bei einer gegebenen Machzahl als Reaktion auf eine Flugsteuerung viel höhere Lastfaktoren haben, was für jede beliebige gewählte vorstehend genannte Konfiguration gilt, wobei jedoch anzugeben ist, daß die Konfiguration mit Spoiler vorne mit Enten bei weitem die vorteilhafteste hinsichtlich Wirksamkeitsgewinn und Manövrierbarkeit des Flugkörpers ist.

Man konnte die durch die Verbindung des vorderen oder hinteren Spoilers mit den Enten erreichte Verstärkung der Wirksamkeit nachweisen. Im Fall des vorderen Spoilers mit oder ohne Enten ist die resultierende Querkraft positiv, was für die gewünschte Manövrierbarkeit günstig ist, und zwar im Gegensatz zu dem Fall des hinteren Spoilers, in dem die Kraft negativ ist und damit der gewünschten Manövrierbarkeit entgegensteht.

Ohne Enten stellt man fest, daß der Schubmittelpunkt der Wechselwirkungen sehr wenig stromab von diesem Spoiler ist.

Die Beigabe der Enten ist sehr günstig: der Schubmittelpunkt der Wechselwirkungen liegt gut vor dem Spoiler, was ein viel stärkeres Hochziehmoment ergibt. Die Wirkung des hinteren Spoilers ist von derselben Größenordnung hinsichtlich des Moments wie die des vorderen Spoilers mit Enten, der Lastfaktor ist jedoch wegen des resultierenden Heckauftriebverlusts geringer. Der Heckspoiler hat dagegen den Vorteil, daß er den seiner aktiven Stellung entsprechenden zusätzlichen aerodynamischen Widerstand um mehr als die Hälfte verringert.

Mit anderen Worten, gemäß bevorzugten Anordnungen:

- bleibt die Klappe in und zwischen ihrer eingefahrenen und ihrer aktiven Konfiguration ständig in einer Querebene,

- weist der Rumpf außerdem Vorderflügel, "Enten" genannt, auf,

- ist die Klappe im vorderen Teil des Rumpfes angeordnet,

- ist die Klappe bezüglich der Nase des Flugkörpers in einem Abstand gelegen, der zwischen 10 % und 30 % der Länge des Rumpfes beträgt,

- ist die hintere Seite der Klappe, wenn der Rumpf Vorderflügel besitzt, in Querrichtung auf derselben Höhe wie die hintere Kante dieser Vorderflügel,

- ist die Klappe im Heck des Rumpfes zwischen zwei der Heckflügel angeordnet,

- ist die Klappe bezüglich der Nase des Flugkörpers in einem Abstand, der zwischen 90 % und 100 % der Länge des Rumpfes beträgt,

- ist die hintere Seite der Klappe, wenn der Rumpf Heckflügel besitzt, in Querrichtung auf derselben Höhe wie die hintere Kante dieser Heckflügel,

- ist die Nase des Rumpfes in Form einer Ogive gebildet, deren Streckung zwischen zwei und vier beträgt,

- fährt die Klappe radial über eine Strecke aus, die kleiner als 20 % der mittleren Querabmessung des Rumpfes ist,

- fährt die Klappe über ungefähr 10 bis 20 % dieser mittleren Querabmessung aus,

- fährt die Klappe über ungefähr 15 % dieser mittleren Querabmessung aus,

- fährt die Klappe über eine Strecke aus, die kleiner als 20 % der Länge des Rumpfes ist,

- fährt die Klappe über eine Strecke aus, die ungefähr 1 bis 2 % der Länge des Rumpfes beträgt,

- schneidet die Klappe den Rumpf unter einem Winkel von ungefähr 90º,

- ist die Bewegung der Klappe durch ein Betätigungselement mit elektrischer Steuerung gesteuert,

- weist das Betätigungselement einen Motor mit einer quer zu Längsachse des Flugkörpers angeordneten Welle auf,

- weist das Betätigungselement einen Motor mit einer parallel zur Längsachse des Flugkörpers angeordneten Welle auf,

- ist die Bewegung der Klappe durch ein Betätigungselement mit pneumatischer Steuerung gesteuert,

- ist die Bewegung der Klappe durch ein Betätigungselement mit proportionaler Steuerung gesteuert,

- ist die Klappe auf einem örtlich ebenen Bereich des Rumpfes angebracht,

- kann der Rumpf einen global zylindrischen, polygonalen oder auch global elliptischen Querschnitt haben.

Gegenstände, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung, die als nicht begrenzendes Beispiel unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen folgt. In diesen Zeichnungen zeigen:

- Fig. 1 eine schematische Längsansicht eines Flugkörpers, der mit einem erfindungsgemäßen Drehmoment-Lageregelungssystem ausgerüstet ist,

- Fig. 2 eine schematische Längsansicht eines analogen Flugkörpers, der mit einer anderen Ausführungsform des Drehmoment-Lageregelungssystems ausgerüstet ist,

- Fig. 3 eine schematische Längsansicht eines entsprechenden Flugkörpers, der mit einer dritten Ausführungsform des Drehmoment-Lageregelungssystems ausgerüstet ist,

- Fig. 4 eine Stirnansicht des Flugkörpers von Fig. 1 gemäß dem Pfeil IV,

- Fig. 5 eine Ansicht analog zu Fig. 4, jedoch in einer Konfiguration im Raum, die eine Nicklageregelung des Flugkörpers gestattet,

- Fig. 6 und 7 analoge Ansichten, die den Fällen der Fig. 2 bzw. 3 entsprechen,

- Fig. 8 eine schematische Darstellung, die die Kräfte und das durch die Ausmündung eines Spoilers angelegte Moment zeigt,

- Fig. 9 eine entsprechende schematische Darstellung, die man im gebräuchlichen Fall eines Strahlunterbrechers erhalten würde,

- Fig. 10 ein Diagramm, das die Geschwindigkeit M (Machzahl) und die vom Flugkörper zurückgelegte Strecke (X) im Laufe der Zeit zeigt,

- Fig. 11 ein Diagramm, das die Korrelation zwischen dem Lastfaktor n und der Machzahl in den drei von den Figuren 1 bis 3 vorgeschlagenen Konfigurationen zeigt,

- Fig. 12 einen Querschnitt durch einen Flugkörper, der mit einer Drehmoment-Lageregelungsvorrichtung gemäß einer ersten Ausführungsform ausgerüstet ist,

- Fig. 13 eine Teilansicht in einem axialen Längsschnitt,

- Fig. 14 und 15 den Figuren 12 und 13 entsprechende Ansichten bei einer zweiten Ausführungsform und

- Fig. 16 einen Querschnitt durch einen Flugkörper, der mit einer Drehmoment-Lageregelungsvorrichtung gemäß einer dritten Ausführungsform ausgerüstet ist.

Die Figuren 1, 4 und 5 zeigen einen Flugkörper 1 mit einem zylindrischen Rumpf 2, der vorne durch eine als Ogive ausgebildete Nase 3 und hinten durch einen Boden 4 abgeschlossen ist, der mit vier feststehenden Flügeln 5 ebener trapezförmiger Form versehen ist.

Vorne ist dieser Flugkörper 1 mit vier feststehenden Flügeln 6 oder "Enten" von ebener, im wesentlichen trapezförmiger Form versehen, die sich zum Teil auf der Ogive 3 und zum Teil auf dem Rumpf erstrecken.

Die innere Struktur dieses Flugkörpers ist bekannt (abgesehen von der im nachstehenden beschriebenen Drehmoment-Lageregelungsvorrichtung) und wird nicht weiter beschrieben. Es sei lediglich erwähnt, daß, wenn es sich um einen angetriebenen Flugkörper von der überschnellen Art handelt, ein Triebwerk von jeder geeigneten bekannten Art das Heck dieses Flugkörpers ausrüstet.

Gemäß einer nicht dargestellten Variante ist im Fall eines trägen Flugkörpers ein abtrennbares Vorbeschleunigungsmittel vorgesehen.

Zwischen mindestens zwei der vorderen Flügel 6 ist eine bewegliche Querklappe 7 oder Spoiler angeordnet, die so ausgelegt ist, daß sie in die Abmessungen des Flugkörpers und der Ogive einfahren oder im Gegenteil ausfahren kann. Im vorliegenden Fall ist ein einziger Spoiler vorgesehen. Seine hintere Seite ist in Längsrichtung auf selber Höhe wie die hintere Kante der Enten 6. Dieser Spoiler ist im vorliegenden Fall ständig in einer Querebene angeordnet, in der er ein- oder ausfährt.

Die Figuren 2 und 6 zeigen einen Flugkörper 1' (dessen Bezugszahlen mit einem Strichindex versehen sind), der dem Flugkörper 1 ähnlich ist, jedoch mit dem Unterschied, daß er keine vordere Ente aufweist.

Die Figuren 3 und 7 zeigen einen Flugkörper 1" (dessen Bezugszahlen mit einem Zweistrichindex versehen sind), der dem Flugkörper 1 ähnlich ist, jedoch mit dem Unterschied, daß der Spoiler 7" am Heck in Nähe des Bodens 4" zwischen zwei Heckflügeln 5" angeordnet ist.

In Fig. 7 ist der Heckspoiler 7" über dem Flugkörper 1" dargestellt, während die vorderen Spoiler 7 und 7' in den Figuren 5 und 6 unter den entsprechenden Flugkörpern 1 und 1' dargestellt sind. Dieser Positionierungsunterschied erklärt sich dadurch, daß das angestrebte Drehmoment hierbei hochziehend ist.

Fig. 8 veranschaulicht die von der Ausmündung des Spoilers 7 und 7' resultierenden Kräfte: es erscheint eine axiale Bremskomponente A und eine Querkomponente FL, die im Schwerpunkt auf ein Drehmoment M∞ hinausläuft, das bestrebt ist, die Nase 3 des Flugkörpers anzuheben, wobei M∞ die eingangsseitige Machzahl unendlich darstellt.

Analog zeigt Fig. 9 für einen fiktiven Fall der Lageregelung gemäß dem dritten der vier vorstehend genannten Lageregelungskonzepte, d.h. dem des angetriebenen Flugkörpers, die Kräfte, die sich aus dem Eintreten eines imaginären Strahlunterbrechers 9 ergeben würden, der von unten in den Schubstrahl der Düse 8 eintritt, die der Flugkörper in seinem Boden besitzt: es tritt eine nach vorne gerichtete axiale Bremskomponente A' und eine nach unten gerichtete Querkomponente FL' auf, deren Resultierende P' entgegenge setzt zu der des Falls von Fig. 8 gerichtet ist, die jedoch im Schwerpunkt auf ein Drehmoment mit derselben Richtung wie in Fig. 8 hinausläuft, wobei Mjet die Austrittsmachzahl des Strahls ist.

Beim Vergleichen dieser Figuren 8 und 9 kann man feststellen, daß die Erfindung eine Lageregelbarkeit des Flugkörpers gestattet, die vom Bestehen oder Nichtbestehen eines Antriebs unabhängig ist, und zwar durch Abzug vom dynamischen Außendruck während des Flugs. Man kann außerdem feststellen, daß das Nick/Gier-Moment im Fall eines vorderen Spoilers durch Erzeugung einer Kraft FL erhalten wird, die in der Richtung des gewünschten Manövers wirkt, während im Fall des Strahlunterbrechers (was jedoch auch für den Fall eines Heckspoilers gilt) die Kraft in entgegengesetzter Richtung wirkt. Im ersten Fall ist der tatsächlich erhaltene (oder gesteuerte) Lastfaktor die Summe des aerodynamischen Lastfaktors des Flugkörpers unter Berücksichtigung seines momentanen Anstellwinkels und des durch den Spoiler induzierten Lastfaktors, während der tatsächlich erhaltene Lastfaktor im zweiten Fall der aerodynamische Lastfaktor des Flugkörpers vermindert um den durch den Spoiler induzierten Lastfaktor ist. Dies erklärt, warum in dieser Hinsicht den vorderen Spoilern der Vorzug zu geben ist.

Die aerodynamischen Kennlinien der Flugkörper 1, 1' und 1" wurden durch Versuche im Windkanal zwischen Nach 1,6 und Mach 4,34 bestimmt, indem verkleinerte Modelle gemäß den Figuren 1 bis 3 mit einem Durchmesser (Kaliber) von 41,4 mm und einer Länge von 585,6 mm (das ist eine Streckung - Verhältnis Länge/Durchmesser - des neuen Modells von 14,14) und einer Ogive mit kreisförmigem Meridian und einer Strekkung von 2,5 verwendet wurden.

Der zylindrische Rumpf war am Boden mit vier Flügeln mit einer Spannweite von 142,6 mm mit einem Scheitelpunkt ausgerüstet, der in einem Abstand von 533,6 mm von der vorderen Spitze der Nase gelegen war.

Zwei der drei Modelle waren mit vier eingangsseitigen Flächen (Enten) versehen, deren Scheitelpunkt sich in einem Abstand von 60 mm von der vorderen Spitze der Nase befand und deren Spannweite 66,4 mm betrug; der Angriffskanten- Pfeilformwinkel der Enten betrug 70º und die Flügelwurzelsehne betrug 50 mm.

Die Höhe des Spoilers in ausgefahrener Stellung betrug 6,2 mm und seine Breite 26 mm, so daß er zwischen die vorderen oder hinteren Flügel (Enten) eingesetzt werden konnte.

Der (kreisbogenförmige) Spoiler war eingebaut:

- entweder vorne in einem Abstand von 103,5 mm von der vorderen Spitze (Beispiele der Figuren 1 und 2)

- oder hinten in einem Abstand von 571,6 mm von der vorderen Spitze (Beispiel der Figur 3).

Mit anderen Worten: der vordere Spoiler war in einem Abstand von 2,5 Kalibern von der vorderen Spitze angeordnet, während der hintere Spoiler am Boden des Flugkörpers in einem Abstand von 13,8 Kalibern von der vorderen Spitze angeordnet war, wobei diese Spoiler über etwa 0,15 Kaliber hervorstanden (etwa 1 % der Länge des Rumpfes).

Die auf diese Weise erhaltenen aerodynamischen Kennlinien wurden in die Diagramme der Figuren 10 und 11 eingetragen.

In Figur 10 erscheint eine zugespitzte Geschwindigkeitskurve mit einer angetriebenen Phase I und einer nicht angetriebenen Phase II, während die Entfernung kontinuierlich zunimmt: das für die Machzahl festgestellte Maximum betrug 6.

Figur 11 zeigt drei Kurven C1, C2 und C3, die den Konfigurationen der Figuren 1, 2 bzw. 3 entsprechen. Sie stellen die Beziehung zwischen dem Lastfaktor n und der Machzahl M dar. Auf der Abszisse sind Vielfache der Schwerkraft g angetragen, und die bei verschiedenen Punkten der Kurven eingetragenen Zahlen entsprechen dem Winkel αeq, der dem Gleichgewichtsanstellwinkel des Flugkörpers bezüglich seines momentanen Geschwindigkeitsvektors entspricht mit n(g) = f (M, αeq), worin f eine experimentell bestimmte Korrelationsfunktion ist.

Für die Betätigungselemente des Spoilers 7, 7' oder 7" sind verschiedene Ausführungsformen möglich, und die nachstehend genannten Beispiele sind nicht begrenzend.

Es kann sich zunächst um elektrische Betätigungselemente handeln.

Die Anforderungen an den spezifizierten Flugkörper sind die folgenden, wobei

Cm das durch den Spoiler um den Schwerpunkt erzeugte Drehmoment ist, dcm/dt die Geschwindigkeit des Spoilers ist,

d²Cm/dt2 die Beschleunigung ist.

Wir haben hier beispielsweise Cm = 10&sup4; mN und dcm/dt = 10&sup6; mN/s

d²Cm/dt² = ¹&sup0;&sup8; mN/s²

übertragen auf die tatsächlichen Abmessungen des Flugkörpers unter Berücksichtigung des verlangten Hubs (etwa 26 mm im Maßstab des Flugkörpers); die beschriebene Anordnung ist die des vorderen Spoilers der Figuren 1 oder 2.

Der Hebelarm des Spoilers bezüglich des Schwerpunkts des Flugkörpers beträgt etwa 1 m (man vernachlässigt die Kräfte, die bestrebt sind, im Fall eines Flugkörpers in Autorotation den Spoiler nach außen austreten zu lassen):

- die Masse des Spoilers wird auf 0,2 kg geschätzt

- seine Beschleunigungssättigung 250 m/s²

- seine Geschwindigkeitssättigung 2,5 m/s; die Ansprechzeit (Verhältnis des Hubs zur Geschwindigkeitssättigung des Spoilers) beträgt so etwa 10 ms

- die auf den Spoiler ausgeübte Antriebskraft ist etwa 500 Newton

- die an den Spoiler anzulegende erforderliche Spitzenleistung ist etwa 1400 Watt.

Man kann zwei Anordnungen des elektrischen Motors in Betracht ziehen:

- eine Queranordnung (Fig. 12 und 13)

- eine axiale Anordnung (Fig. 14 und 15).

Bei der "Quer"-Anordnung ist der Motor 10 gemäß einer Querachse des Flugkörpers angeordnet, wobei die Bewegung des Motors durch einen Kugelsohraubtrieb 11 auf den Spoiler 7 übertragen wird. Die Bezugszahlen 12 und 13 bezeichnen Zahnräder, die die Welle 10A des Motors und den Schraubtrieb 11 miteinander kuppeln. Die Bezugszahl 14 bezeichnet ein mit dem Spoiler fest verbundenes Muttergehäuse. Die Bezugszahlen 15 und 16 bezeichnen Führungsanschläge für den Spoiler, und die Bezugszahl 17 bezeichnet einen Bewegungsfühler.

In der "axialen" Anordnung ist der Motor 20 gemäß der Achse des Flugkörpers angeordnet. Die Übertragung der Bewegung geht über eine Zahnstange 21 vor sich, die mit dem Spoiler fest verbunden ist und mit einem mit der Welle 20A des Motors fest verbundenen Zahnrad 22 in Eingriff ist. Der Spoi-1er ist durch Anschläge 23 und 24 geführt. Der Bereich 25 stellt die elektrische Versorgung dar.

In beiden Fällen bleiben die eingenommenen Volumen sowie die Massen der benutzten Einrichtungen im wesentlichen gleich. Bei jeder der beiden Lösungen ist die Steuerung vom proportionalen Typ mit einem Einbau eines Bewegungsfühlers (nur in Fig. 12 dargestellt).

Die Steuerung kann ggf. pneumatisch sein: Fig. 16 zeigt einen Elektromotor, der einen Pneumatikzylinder 31 steuert, der auf einen Hebel 32 mit feststehender Achse 33 einwirkt. Dieser Hebel wirkt auf einen Schwingarm 34 ein, der an den im übrigen durch Anschläge 35 und 36 geführten Spoiler gekuppelt ist.

Die Versorgung dieser Steuerung kann entweder heißes Gas oder kaltes Gas sein (Verwendung einer Bordflasche). Die Kräfte und die Ansprechzeiten dieser vorgesehenen Lösungen sind mit den verlangten Leistungen kompatibel.

Bei den beiden vorgesehenen Lösungen ist die vergleichende Bilanz der Abmessungen und der Massen folgende:

- es sei zunächst bemerkt, daß die gebräuchliche Lösung (d.h. mit aerodynamischen Rudern, Stellantrieben und ihrer Versorgung u.s.w.) eine Gewichtsbilanz von 6 kg hat,

- bei der elektrischen Lösung ist der Platzbedarf je nach einer der beiden gewählten Anordnungen veränderlich, jedoch:

beträgt das Gewicht des Spoilers 0,2 kg,

beträgt das Gewicht des Motors und der Verbindungskabel 1 kg,

beträgt das Gewicht der Batterien 1,2 kg,

beträgt das Gewicht der verschiedenen mechanischen Einrichtungen (Anschläge, Befestigung, Antrieb) 0,7 kg

und das Gewicht der verschiedenen elektronischen Einrichtungen 0,4 kg,

was ein Gesamtgewicht von 3,5 kg ergibt.

- bei der pneumatischen Lösung beträgt der Platzbedarf außerhalb des Generators 0,5 Kaliber:

das Gewicht des Spoilers beträgt 0,2 kg

das Gewicht des Gasgenerators beträgt 1 kg

das Gewicht der verschiedenen mechanischen Einrichtungen beträgt 0,5 kg

das Gewicht der Stellantriebe, Antriebsmotor und Steuerung beträgt 1,3 kg;

das ergibt ein Gesamtgewicht von 3 kg.

Die herkömmliche Lösung weist also eine Gewichtsbilanz auf, die annähernd das Zweifache der Bilanz ausmacht, die in den beiden vorstehenden erfindungsgemäßen Lösungen vorgeschlagen wird.

Es versteht sich, daß die vorstehende Beschreibung nur als nicht begrenzendes Beispiel dient (insbesondere hinsichtlich der verschiedenen Abmessungen und Massen) und daß innerhalb des Rahmens der Erfindung vom Fachmann zahlreiche Varianten vorgeschlagen werden können.

Die vorstehende Beschreibung ist auf Anwendungen mit einem oder mehreren Verfahren der stabilisierten Rollageregelung oder der Rollageregelung mit Autorotation übertragbar.

So kann man beispielsweise bei einem durch aerodynamische Ruder bezüglich Rollbewegungen stabilisierten Flugkörper getrennte Steuerungen für die Nickbewegungen und für die Gierbewegungen vorsehen: der Flugkörper kann Nick- und Giersteuerungen aufweisen, die durch die Verwendung von vier vorne gelegenen Spoilern realisiert werden.

Wenn sich der Flugkörper in Autorotation befindet, kann eine Steuerung pro Spoiler genügen (siehe oben), ein System mit zwei unabhängigen Spoilern kann jedoch vorteilhaft sein, wobei der erste Spoiler auf einer halben Umdrehung wirkt und der zweite Spoiler auf der folgenden halben Umdrehung wirkt u.s.w.. Dies gestattet die Übertragung von zwei Steuerbefehlen pro Umdrehung (und nicht mehr einen einzigen) , wobei diese Befehle gleich oder voneinander verschieden sind ("intelligente" Befehle). Die mittlere Manövrierbarkeit wird auf diese Weise verdoppelt.

Die Möglichkeit, vordere und hintere Spoiler zu kombinieren, ist ebenfalls in Betracht zu ziehen, sowie die Koppelung einer Steuerung durch vordere Spoiler und einer Steuerung durch hintere Strahlen oder umgekehrt.

Man kann auch getrennte Steuerungen für die beiden Lageregelungsorgane vorsehen.

Es ist zu bemerken, daß die Erfindung nicht auf den Fall von zylindrischen Rümpfen begrenzt ist, sondern auch auf den Fall von Rümpfen mit polygonalem, in einen Kreis einbeschriebenem Querschnitt (Quadratisch, Achteck ...) oder mit global elliptischem Querschnitt, insbesondere in eine Ellipse einbeschrieben (Rechteck, Raute ...), anwendbar ist.

Der vorstehend genannte Begriff "Durchmesser" bezeichnet hierbei eine mittlere Querabmessung.


Anspruch[de]

1. Gelenkter Überschallflugkörper, der einen Rumpf (2, 2', 2") aufweist, der vorne durch eine Nase (3, 3', 3") und hinten durch einen Boden (4, 4', 4") abgeschlossen ist und außen mit feststehenden Heckflügeln (5, 5', 5") versehen ist, dadurch gekennzeichnet, daß er ein Drehmoment- Lagerregelungssystem aufweist, das in Längsrichtung in einem Abstand vom Schwerpunkt (G1) mindestens eine bewegliche Klappe (7, 7', 7"), Spoiler genannt, besitzt, die zwischen einer in das Innere des Rumpfes eingefahrenen Konfiguration und einer in Querrichtung ausgefahrenen aktiven Konfiguration beweglich ist, in der diese Klappe seitlich bezüglich dieses Rumpfes hervorsteht.

2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe in und zwischen ihrer eingefahrenen und ihrer aktiven Konfiguration ständig in einer Querebene bleibt.

3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf außerdem Vorderflügel (6, 6"), "Enten" genannt, aufweist.

4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe im vorderen Teil des Rumpfes angeordnet ist.

5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe bezüglich der Nase des Flugkörpers in einem Abstand gelegen ist, der zwischen 10 % und 30 % der Länge des Rumpfes beträgt.

6. Flugkörper nach Anspruch 4 oder Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß, wenn der Rumpf Vorderflügel (6) besitzt, die hintere Seite der Klappe in Querrichtung auf derselben Höhe wie die hintere Kante dieser Vorderflügel ist.

7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe (7") im Heck des Rumpfes zwischen zwei der Heckflügel angeordnet ist.

8. Flugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe bezüglich der Nase des Flugkörpers in einem Abstand ist, der zwischen 90 % und 100 % der Länge des Rumpfes beträgt.

9. Flugkörper nach Anspruch 7 oder Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die hintere Seite der Klappe in Querrichtung auf derselben Höhe wie die hintere Kante dieser Vorderflügel ist.

10. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Nase des Rumpfes von einem Kopf gebildet ist, dessen Streckung zwischen 2 und 4 beträgt.

11. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe radial über eine Strecke ausfährt, die kleiner als 20 % der mittleren Querabmessung des Rumpfes ist.

12. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe über ungefähr 10 bis 20 % dieser mittleren Querabmessung ausfährt.

13. Flugkörper nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe über ungefähr 15 % dieser mittleren Querabmessung ausfährt.

14. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe über eine Strecke ausfährt, die kleiner als 20 % der Länge des Rumpfes ist.

15. Flugkörper nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe über eine Strecke ausfährt, die ungefähr 1 bis 2 % der Länge des Rumpfes beträgt.

16. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe den Rumpf unter einem Winkel von ungefähr 90º schneidet.

17. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegung der Klappe (7, 7', 7") durch ein Betätigungselement (10, 20) mit elektrischer Steuerung gesteuert ist.

18. Flugkörper nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das Betätigungselement (10) einen Motor mit einer quer zur Längsachse des Flugkörpers angeordneten Welle (10A) aufweist.

19. Flugkörper nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das Betätigungselement (20) einen Motor mit einer parallel zur Längsachse des Flugkörpers angeordneten Welle (20A) aufweist.

20. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegung der Klappe (7, 7', 7") durch ein Betätigungselement (30) mit pneumatischer Steuerung gesteuert ist.

21. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 20, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegung der Klappe durch ein Betätigungselement mit proportionaler Steuerung gesteuert ist.

22. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Klappe auf einem örtlich ebenen Bereich des Rumpfes angebracht ist.

23. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf einen global zylindrischen Querschnitt hat.

24. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf einen polygonalen Querschnitt hat.

25. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf einen global elliptischen Querschnitt hat.







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