DE3227336A1

DE3227336A1 - Control device for missiles

Info

Publication number: DE3227336A1
Application number: DE19823227336
Authority: DE
Inventors: Ulrich Dipl.-Ing. 8152 Feldkirchen Rieger
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1982-07-22
Filing date: 1982-07-22
Publication date: 1984-02-02
Also published as: DE3227336C2

Abstract

The invention relates to a control device for a missile which consists of a jetpipe which can rotate about its longitudinal axis, to which compressed gas is applied and which has a radially directed jet exhaust, and of an aerodynamic body which corresponds to the jetpipe.

Description

Steuereinrichtung für FlugkörperControl device for missiles

Die Erfindung betrifft eine Strahlsteuereinrichtung eines Fluggeräts.The invention relates to a beam control device for an aircraft.

Es ist bekannt, die Lenkung von Flugkörpern durch Veränderung der Größe und Richtung des Triebwerkschubes zu bewirken. Die Reaktionskräfte des Triebwerks werden dazu durch Schubstrahlleitklappen, durch Drehung des Triebwerks um eine Querachse oder durch Steuerung des Durchsatzes von seitlich am Flugkörper angebrachten Lenkstrahlöffnungen zur Erlangung einer Richtungsänderung des Fluggeräts verwendet.It is known to control missiles by changing the To effect the size and direction of the engine thrust. The reaction forces of the engine This is done by thrust jet deflectors by rotating the engine around a transverse axis or by controlling the throughput of steering jet openings attached to the sides of the missile used to obtain a change of direction of the aircraft.

Ferner ist aus der FR-PS 1 149 478 eine Steuereinrichtung bekannt, bei der eine Steuerfläche dadurch bewegt wird, daß an ihrer von der Flugrichtung abgewandten Seite Druckluft ausströmt.Furthermore, from FR-PS 1 149 478 a control device is known, in which a control surface is moved in that on its from the direction of flight remote side compressed air flows out.

Alle hier genannten Methoden zur Richtungsänderung eines Flugkörpers mittels einer Strahlsteuerung erfordern einen hohen mechanischen Aufwand und die Bewältigung großer Kräfte, da große Massen zu bewegen sind und/oder hohe Steuerdrücke auftreten.All of the methods mentioned here for changing the direction of a missile by means of a beam control require a high mechanical effort and the Cope with large forces, as large masses have to be moved and / or high control pressures appear.

Der Erfindung liegt demgegenüber die Aufgabe zugrunde, eine Strahlsteuereinrichtung in der oben genannten Art zu schaffen, bei der keine Bewegung großer Massen erforderlich ist und daher auch konstruktiv eine einfache und gewichtssparende Ausführung möglich ist.In contrast, the invention is based on the object of a beam control device to create in the manner mentioned above, in which no movement of large masses is required is and therefore also structurally a simple and weight-saving design possible is.

Diese Aufgabe ist durch die im kennzeichnenden Teil des Hauptanspruchs angegebenen Merkmale gelöst. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen ergeben sich aus den Unteransprüchen.This task is due in the characterizing part of the main claim specified features solved. Further advantageous refinements result from the subclaims.

Die Erfindung ist nachfolgend anhand eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels näher beschrieben und erläutert. Es zeigen: Fig. 1 eine schematisch vereinfachte Ansicht des Hecks eines Flugkörpers; Fig. 2 einen Ausschnitt entlang der Linie I-I nach Fig. 1 mit einem Düsenrohr in Nullage und einem aerodynamischen Körper; Fig. 3 einen Ausschnitt entlang der Linie I-I nach Fig. 1 mit einem weiteren aerodynamischen Körper; Fig. 4 einen Ausschnitt entlang der Linie I-I nach Fig. 1 mit einer Anordnung von Strömungsleitkörpern; Fig. 5 einen Ausschnitt entlang der Linie I-I nach Fig. 1 mit schwenkbar angeordneten aerodynamischen Körpern und Strömungsleitkörpern.The invention is illustrated below with reference to one in the drawings Embodiment described and explained in more detail. They show: FIG. 1 a schematic simplified view of the tail of a missile; Fig. 2 along a section the line I-I of Fig. 1 with a nozzle tube in zero position and an aerodynamic one Body; FIG. 3 shows a detail along the line I-I according to FIG. 1 with another aerodynamic body; FIG. 4 shows a section along the line I-I according to FIG. 1 with an arrangement of flow guide bodies; 5 along a section the line I-I of FIG. 1 with pivotably arranged aerodynamic bodies and Flow guide bodies.

Wie in Fig. 1 dargestellt ist, weist ein Flugkörper 1 eine Strahlsteuereinrichtung 22 auf. Diese Strahlsteuereinrichtung 22 besteht nach Fig. 2 und 3 aus einem aerodynamischen Körper 6, 12 und einem weiteren aerodynamischen Körper 13 sowie aus einem in Pfeilrichtung 7 schwenkbaren Düsenrohr 5, das mit einem in die Düsenreihen 10, 11 aufgeteilten Strahlaustritt 8 versehen und mittels Druckgas beaufschlagbar ist. Ferner ist der aerodynamische Körper 6 als Hohlkörper 12 ausgebildet und mit Durchgängen 19, 20, 21 ausgestattet. Wie aus Fig. 4 hervorgeht, sind zu beiden Seiten des aerodynamischen Körpers 14 Strömungsleitkörper 15, 16 angeordnet. Entsprechend der Fig. 5 sind ein aerodynamischer Körper 17 und ein weiterer aerodynamischer Körper 18 um die Längsachse des Rohrs 5 in Pfeilrichtung 7 schwenkbar gelagert, wobei die Strömungsleitkörper 23, 24 gemeinsam mit dem aerodynamischen Körper 17 drehbar sind.As shown in Fig. 1, a missile 1 has a beam control device 22 on. According to FIGS. 2 and 3, this jet control device 22 consists of an aerodynamic one Body 6, 12 and a further aerodynamic body 13 and one in the direction of the arrow 7 pivotable nozzle tube 5, which is divided into the rows of nozzles 10, 11 with a Beam outlet 8 is provided and can be acted upon by means of pressurized gas. Furthermore, the aerodynamic body 6 designed as a hollow body 12 and with passages 19, 20, 21 equipped. As can be seen from Fig. 4, are on both sides of the aerodynamic Body 14 flow guide body 15, 16 arranged. According to FIG. 5 are a aerodynamic body 17 and a further aerodynamic body 18 around the longitudinal axis of the pipe 5 pivotably mounted in the direction of arrow 7, the flow guide body 23, 24 are rotatable together with the aerodynamic body 17.

Die mit der Erfindung erreichten Vorteile bestehen darin, daß zur Steuerung eines Flugkörpers ein mit mindestens einem aerodynamischen Körper korrespondierendes Düsenrohr vorgesehen ist, welches mit Druckgas beaufschlagt wird.The advantages achieved by the invention are that for Control of a missile with at least one aerodynamic body corresponding Nozzle tube is provided, which is acted upon with pressurized gas.

Die öffnung und Schließung der Strahlaustritte zur Steuerung des Flugkörpers erfordert nur eine geringe Stellkraft eines nicht zur Erfindung gehörenden Antriebs.The opening and closing of the beam exits to control the missile requires only a small actuating force of a drive not belonging to the invention.

Beide oben genannten Ausführungen, sowohl das eine Beispiel mit drehbarem Düsenrohr und festem aerodynamischem Körper als auch das andere mit festem Düsenrohr und drehbaren aerodynamischen Körpern, benötigen kleine Antriebskräfte, da nur geringe Massen bewegt werden.Both versions mentioned above, both the one example with rotatable Nozzle pipe and fixed aerodynamic body as well as the other with fixed nozzle pipe and rotatable aerodynamic bodies require small driving forces, since only small ones Masses are moved.

Weiterhin sind die einfache und gewichtssparende Bauweise, die schnelle Reaktionszeit und auch der hohe Wirkungsgrad hervorzuheben, der aus der Addition der Kräfte von Düsenschub, der Druckverteilung auf beiden Seiten der Steuereinrichtung und der Steuerwirkung der aerodynamischen Körper resultiert.Furthermore, the simple and weight-saving construction, the fast Response time and also the high efficiency should be emphasized from the addition the forces of the nozzle thrust, the pressure distribution on both sides of the control device and the control effect of the aerodynamic bodies results.

LeerseiteBlank page

Claims

Control device for missiles Patent claims 1. Control device for missiles (1) with the help of a jet nozzle (2), g e k e n n n z e i c h n e t through a nozzle tube (5) with a radially directed jet outlet (8), which one parallel to associated with its longitudinal axis directed aerodynamic body (6, 12, 14, 17) is and in relation to this longitudinal axis the nozzle tube (5) and the aerodynamic Body (6, 12, 14, 17) are mounted rotatably relative to one another.

2. Control device according to claim 1, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the jet outlet (8) consists of two rows of nozzles arranged parallel to one another (10, 11) takes place.

3. Control device according to claim 1 or 2, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that on the side opposite the jet outlet (8, 10, 11) the tube (5) a further aerodynamic body (13, 18) is arranged.

4. Control device according to one of the preceding claims, characterized it is not noted that on both sides of the aerodynamic body (14, 17) flow guide bodies (15, 16 or 23, 24) are provided.

5. Control device according to one of the preceding claims, characterized it is not indicated that the aerodynamic body (17) and the other aerodynamic body (18) arranged to be pivotable about the longitudinal axis of the tube (5) are.

6. Control device according to claim 4, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the flow guide body (23, 24) together with the aerodynamic Body (17) are pivotable about the longitudinal axis of the tube (5).

7. Control device according to one of the preceding claims, characterized it is not indicated that the aerodynamic body (6, 14, 17) is a hollow body (12) is formed which has passages (19, 20, 21).

8. Control device according to one of the preceding claims, characterized it is not indicated that they are attached to the trailing edge (4) of a wing or a fin (3) is arranged.