"Ensemble de queue et tuyère pour fusée à vol libre" La présente invention est relative a un ensemble de queue et tuyère pour une fusée à vol libre destinée à être lancée à partir d'un tube de lancement. L'invention peut être appliquée particulièrement à des fusées militaires qui peuvent être lancées à partir de tubes de lancement sur un hélicoptère militaire , un autre avion ou sur le sol.
Le but général de la présente invention est d'améliorer le rendement et la précision de telles fusées à vol libre.
Dans la technique antérieure, le moteur de fusée courant possède des plans de dérive à ailette plane repliés qui s'étendent vers l'arrière du carter de moteur, avec quatre assemblages de tuyère entre eux. Les plans de dérive se déploient après que la fusée a quitté le tube de lancement et sont verrouillés dans une position d'extension sous un angle de 45[deg.] par rapport à l'axe de la fusée. La vitesse de la fusée à la sortie du tube de lancement est généralement insuffisante pour assurer une stabilisation par plan de dérive satisfaisante sauf si la fusée est tirée d'un avion ou autre véhicule à grande vitesse.
Des moteurs pour fusées destinées à Atre déployées à partir d'hélicoptères ou autres véhicules à basse vitesse ont été réalisés avec des tuyères entaillées pour communiquer une certaine stabilisation de tournoiement à de telles fusées pendant le début du vol. Des vitesses de tournoiement de huit à onze révolutions par seconde, obtenues par ce procédé, réduisent la dispersion des fusées mais l'application poursuivie de la force de couple après le déploiement des plans de dérive produit un mouvement de lacet qui est indésirable.
D'autres constructions de fusée antérieures ont cherché à traiter ce problème en introduisant des pales inclinée* dans la tuyère de fusée, tout en construisant les pales de telle sorte qu'elles sont détruites par combustion au début du vol. Toutefois, des difficultés ont été rencontrées à cause d'une absence d'uniformité dans la combustion des pales. De plus, la combustion des pales peut produire des débris dans certains cas, ce qui est indésirable parce que de tels débris peuvent éventuellement endommager l'hélicoptère.
Un but principal de la présente invention est d'offrir une nouvelle construction perfectionnée qui communiquera un tour- noiement à une fusée alors qu'elle se trouve dans son tube de lancement, mais qui ne communiquera pas un tournoiement supplémen- taire après que la fusée se trouve en vol libre, tout en évitant la production de tout débris. Ainsi, la stabilisation de la fusée est améliorée, sans aucun des inconvénients de la technique anté- rieure.
Suivant la présente invention, ces buts et d'autres sont
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sée, comprenant un corps de tuyère généralement cylindrique pré- sentant une ouverture de tuyère axiale pour décharger un courant de propulsion gazeux, et une multiplicité de plans de dérive possédant des moyens de pivot pour le montage pivotant de tels plans sur la partie d'extrémité arrière du corps de tuyère pour un mouvement de pivotement entre des positions de lancement escamotées et des positions de vol en extension, dans lesquelles de tels plans de dérive sont amenés à pivoter vers l'extérieur à partir des positions de lancement sur un angle prédéterminé, les plans de dérive possédant des parties coudées, tordues ou inclinées qui sont situées dans le <EMI ID=2.1>
vent dans leurs positions de lancement escamotées afin d'amener le courant de propulsion gazeux à agir sur de telles parties coudées pour produire un mouvement de tournoiement de la fusée, les parties coudées pouvant être écartées vers l'extérieur du courant de propulsion gazeux lorsque les plans de dérive sont amenés à pivoter vers l'extérieur dans leurs positions de vol en extension, afin d'éviter de communiquer un tournoiement supplémentaire à la fusée lorsque les plans de dérive sont étendus vers leurs positions de vol. Les plans de dérive sont de préférence construits de telle sorte qu'ils soient neutres aérodynamiquement lorsqu'ils sont en extension dans leurs positions de vol. A cette fin, les plans de dérive sont de préférence coudés suivant des lignes qui sont parallèles à l'axe du corps de tuyère lorsque les plana de dériva sont en extension.
Des moyens d'arrêt sont de préférence prévus pour maintenir les plans de dérive dans leurs positions de vol en extension. De tels moyens d'arrêt peuvent comprendre des éléments d'arrêt qui sont rappelés élastiquement contre des cames d'arrêt sur les plans de dérive.
De tels éléments d'arrêt peuvent aussi être agencés pour commander le déploiement d'organes de plan de dérive supplémentaires. Ainsi, les éléments d'arrêt peuvent être agencés pour maintenir ces organes de plan de dérive supplémentaires dans leurs positions repliées, lorsque les premiers plans de dérive précités sont repliés, et pour libérer les organes de plan de dérive supplémentaires pour un mouvement de pivotement vers l'extéL rieur par des moyens de ressort, lorsque les premiers plans de dérive précités pivotent vers l'extérieur vers leurs positions de vol en extension.
D'autres buts, avantages et caractéristiques de la présente invention ressortiront de la description ci-après, considérée avec les dessins annexés, dans lesquels:
La figure 1 est une vue en perspective en élévation latérale partielle d'une fusée militaire possédant un ensemble de plans de dérive et de tuyère à décrire en tant que forme de réalisation illustrant la présente invention, les plans de dérive étant représentés dans leurs positions repliées ou escamotées. La figure 2 est une vue en perspective en élévation latérale partielle à une un peu plus grande échelle, représentant <EMI ID=3.1>
dérive déployés ou amenés à pivoter vers l'extérieur à leurs positions de vol en extension.
La figure 3 est une vue dorsale représentant les plans de dérive dans leurs positions en extension. La figure 4 est une coupe longitudinale, à travers l'ensemble de plans de dérive et de tuyère ,et représentant l'un des plans de dérive arrière et deux des plans de dérive enveloppants dans leurs positions repliées ou escamotées. La figure 5 est une vue semblable à la figure 4, mais représentant les plans de dérive dans leurs positions de vol en extension. La figure 6 est une vue en élévation latérale de l'ensemble de plans de dérive et de tuyère ,avec les plans de dérive repliés. La figure 7 est une vue arrière de l'ensemble, avec les plans de dérive repliés. La figure 8 est une vue en élévation latérale, prise sous un angle différent. La figure 9 est une vue dorsale avec un élément de rete- nue en place sur les plans de dérive.
La figure 10 est une coupe à travers l'élément de retenue.
Comme on' vient de l'indiquer, la figure 1 représente une forme de réalisation typique de la présente invention, sous la forme d'un ensemble de plans de dérive et de tuyère 10, monté sur une fusée militaire 12, destinée à être lancée en vol libre à partir
d'un tube de lancement, qui peut être monté sur un hélicoptère,
sur tout autre avion ou véhicule, ou sur le sol. Seule la partie
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de plans de dérive et de tuyère 10, la fusée 12 peut être d'une construction connue ou appropriée quelconque. Comme représenté, la fusée 12 comprend un carter de moteur de fusée cylindrique 14 dans lequel est monté un moteur de fusée. L'ensemble de plans de dérive et de tuyère 10 est monté sur l'extrémité arrière du carter 14.
L'ensemble de plans de dérive et de tuyère 10 illustré comprend un corps de tuyère généralement cylindrique 16 possédant une ouverture de tuyère axiale 18 à partir de laquelle le moteur de fusée provoque L'émission d'un courant de propulsion gazeux. L'ouverture de tuyère 18 illustrée possède une partie avant convergente 18a, une partie d'étranglement relativement restreinte 18b et une partie arrière s'évasant 18c, comme représenté clairement <EMI ID=5.1>
aux figures 4 et 5.
Le corps de tuyère 16 possède une partie d'extrémité avant 20 qui est convenablement fixée au carter de moteur de fusée
14. En outre, le corps de tuyère 16 possède une partie d'extrémité arrière 22 qui supporte une multiplicité de plans de dérive rabattables 24 qui peuvent être décrits comme des plans arrière ou de queue. Dans ce cas, il y a trois de ces plans arrière 24, espacés également autour du corps de tuyère 16, mais un nombre désiré quelconque de plans de dérive peut être prévu. Les plans de dérive rabattables 24 sont supportés à pivotement par des moyens de pivot, prenant la forme dans le présent cas de goupilles pivot 26, s'étendant à travers des ouvertures 28 dans les parties d'extrémité internes 30 des plans de dérive 24. Les parties d'extrémité internes
30 sont enfermées dans des fentes ou encoches 32 formées dans la partie d'extrémité arrière 22 du corps de tuyère 16.
Les plans de dérive rabattables 24 peuvent pivoter entre leurs positions de lancement escamotées, comme représenté aux figures 1 et 4, et leurs positions de vol en extension, comme représenté aux figures 2, 3 et 5. Les plans de dérive 24 se trouvent dans leurs positions repliées ou escamotées lorsque la fusée 12 se trouve dans le tube de lancement. Lorsque la fusée 12 est lancée en vol libre à partir du tube de lancement, les plans de dérive rabattables 24 sont amenés à pivoter vers l'extérieur jusqu'à leurs positions totalement en extension ou déployées, dans lesquelles
ils s'étendent à approximativement 45[deg.] par rapport à l'axe de la fusée 12. Lorsqu'ils sont en extension, les plans de dérive 24 stabilisent le vol de la fusée. Les plans de dérive 24 sont amenés à pivot tir vers l'extérieur par le courant de propulsion gazeux et également par une action centrifuge due au tournoiement de la fusée.
Afin de communiquer un tournoiement à la fusée 12, les plans de dérive rabattables 24 possèdent des parties coudées, tordues ou inclinées 34, qui sont opposées à la partie arrière 18c
de l'ouverture de tuyère 18, lorsque les plans de dérive 24 se trouvent dans leurs position de lancement escamotées. Ainsi, les parties coudées 34 sont situées dans le courant de propulsion gazeux lorsque les plans de dérive 24 sont rabattus. La torsion
des parties de plan coudées 34 est approximativement hélicoïdale.
Le courant de propulsion gazeux de l'ouverture de tuyère
18 vient frapper les parties de plan coudées ou tordues 34 et communique un couple de rotation à la fusée 12, de telle sorte que la fusée est amenée à tournoyer autour de son axe longitudinal. Le mouvement de tournoiement communique une stabilité nettement améliorée à la fusée après qu'elle est lancée en vol libre à partir
du tube de lancement.
Après que la fusée 12 a été lancée en vol libre, les plans de dérive rabattables 24 sont amenés à pivoter vers l'extérieur dans leurs positions de vol complètement en extension, comme décrit précédemment. Le mouvement de pivotement vers l'extérieur des plans de dérive 24 amène les parties de plan coudées 34 vers l'extérieur, hors du courant de propulsion gazeux, comme représenté au mieux à la figure 5. Ainsi, le courant de propulsion
gazeux ne vient plus frapper les plans de dérive 24 et ne communique donc plus un couple de rotation à la fusée. Il a été découvert qu'il est hautement avantageux d'écarter les plans de dérive du courant de propulsion gazeux pendant le vol libre, parce que l'impact du courant de propulsion gazeux sur les plans de dérive
au cours du vol libre tendrait à provoquer un mouvement de lacet de la fucée 12, qui gênerait la stabilité et la précision de la fusée.
La conformation des plans de dérive rabattables 24 est telle qu'ils sont neutres aérodynamiquement lorsque les plans de dérive sont amenés à pivoter vers l'extérieur autour de leurs pivots jusqu'à leurs positions de vol en extension complète. Ainsi, les plans de dérive 24 ne provoquent aucun mouvement de tournoiement supplémentaire de la fusée. A cette fin, les parties coudées
34 des plans de dérive 24 sont coudées le long de lignes de courbure 35 (figure 6) qui sont parallèles à l'axe longitudinal du corps de tuyère 16 lorsque les plans de dérive sont amenés en ex- tension à leurs positions de vol libre. Chaque ligne de courbure
35 se trouve de préférence dans un plan radial longitudinal central qui comprend l'axe du corps de tuyère.
Lorsque les plans de dérive sont amenés à pivoter vers l'intérieur à leurs positions de lancement escamotées, les lignes de courbure 35 ne sont plus pa- rallèles à l'axe, de telle sorte que les parties coudées 34 des plans de dérive 24 sont tordues ou inclinées par rapport à l'axe du corps de tuyère 16.
Les plans de dérive déployés vers l'extérieur 24 offrent une stabilisation de plans de dérive pour le vol libre de la fusée
12. Toutefois, aucun tournoiement-supplémentaire n'est communiqué
à la fusée.
Il est avantageux de prévoir des moyens pour maintenir les plans de dérive 24 dans leurs positions de vol en extension vers l'extérieur. Dans la construction illustrée, les plans de dérive 24 sont maintenus dans leurs positions de pivotement vers l'extérieur par des moyens d'arrêt 36, qui peuvent comprendre des éléments d'arrêt mobiles 38, rappelés élastiquement cohtre des cames d'arrêt 40 sur les parties d'extrémité internes 30 des plans
de dérive rabattables 24. Les éléments d'arrêt 38 illustrés se trouvent sous la forme de goupilles qui sont montées à coulissement dans des ouvertures 42, formées dans le corps de tuyère 16. Chaque élément d'arrêt 38 est rappelé contre la came 40 correspond ante
par un ressort 44.
Lorsque chaque plan de dérive rabattable 24 est amené
à pivoter vers l'extérieur à sa position de vol en extension, l'élément d'arrêt 38 correspondant est déplacé derrière un épaulement
46 sur la came d'arrêt 40, avec pour résultat que le plan de dérive 24 est maintenu dans sa position de vol en extension. L'épaulement 46 rencontre l'élément d'arrêt 38 et empêche un mouvement vers l'intérieur du plan de dérive 24 depuis sa position de vol libre par la force de résistance à l'air due au courant de remous de la fusée. Ainsi, les plans de dérive 24 sont maintenus dans
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la fusée 12.
Dans la construction illustrée, le mouvement des éléments d'arrêt 38 est utilisé pour commander le déploiement de plans de dérive rabattables supplémentaires 50, qui sont illustrés comme des plans à enveloppement, destinés à être rabattus en des positions escamotées à l'intérieur d'un évidement cylindrique 52, formé dans le corps de tuyère 16. Les plans de dérive enveloppant 50 sont supportés à pivotement par des goupilles pivot 52' pour un mouvement de pivotement entre leurs positions de lancement escamotées,
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en extension, comme représentées aux figures 2, 3 et 5. De préfé-rence, les plans de dérive enveloppants sont rappelés vers l'extérieur vers leurs positions totalement déployées par des moyens élastiques, illustrés comme des ressorts 54. Il doit être entendu que les plans de dérive enveloppants 50 totalement déployés offrent une stabilisation de plans supplémentaire pour le vol libre de la fusée.
Avant et pendant le lancement de la fusée 12, les plans de dérive enveloppants 50 sont retenus dans leurs positions repliées par des éléments d'arrêt 38, qui possèdent des parties d'extrémité
56 pouvant être amenées en association d'interverrouillage avec
les plans de dérive enveloppants 50, comme représenté au mieux à la figure 4. Lorsque les plans de dérive arrière 24 sont repliés dans leurs positions de lancement escamotées, les cames d'arrêt
40 provoquent un mouvement des éléments d'arrêt 38, de telle sorte que les parties avant 56 des éléments d'arrêt parviennent à des associations d'interverrouillage avec les plans de dérive enveloppants 50. De la sorte, les plans de dérive 50 sont maintenus dans leurs positions repliées. Lorsque les plans de dérive arrière 24 sont amenés à pivoter vers l'extérieur à leurs positions de vol en extension, comme représenté à la figure 5, les cames d'arrêt 40 permettent aux éléments d'arrêt 38 de se déplacer vers l'arrière, sous l'influence des ressorts de rappel 44, avec pour résultat
que les parties avant 56 des éléments d'arrêt 38 sont écartées
des plans de dérive enveloppants 50, après quoi les plans de dérive enveloppants sont libérés pour un mouvement de pivotement vers l'extérieur par les ressorts 54.
Cet agencement des éléments d'arrêt 38 est hautement avantageux, parce que la retenue des plans de dérive enveloppants 50 dans leurs positions repliées facilite largement le chargement des fusées dans leurs tubes de lancement. Antérieurement, il a été de pratique courante d'utiliser le fil de court-circuit pour maintenir ces plans de dérive enveloppants dans leurs positions repliées. Dans cet agencement antérieur, le fil de court-circuit est disposé autour des plans de dérive enveloppants pour les maintenir dans leurs positions repliées pendant l'expédition et l'entreposage de la fusée. Lorsque la fusée doit Être chargée dans son tube de lancement, le fil de court-circuit doit être retiré
et les plans de dérive enveloppants doivent être maintenus manuellement dans leurs positions repliées jusqu'à ce que la fusée se trouve à l'intérieur du tube de lancement.
Un élément de retenue de forme annula ire plastique 60 est monté sur les plans de dérive arrière 24, comme représenté
aux figures 4, 9 et 10, pour les maintenir dans leurs positions
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nue 60 offre également une monture isolante pour la plaque de contact de mise à feu 61. L'élément de retenue 60 avec le contact de mise à feu 61 est chassé par soufflage lorsque le moteur de fusée est mis à feu.
Des encoches 62 et 64 sont prévues dans les plans de dérive 24 pour recevoir l'anneau de retenue 60. Les encoches 62 et
64 se trouvent dans les bords arrière et internes des plans de dérive 24 (figures 4 et 7). L'élément de retenue 60 illustré (figures 4 et 10) possède une aile périphérique de forme annulaire généralement cylindrique 66 destinée à être logée dans les encoches arrière 62. L'aile 66 fait saillie à partir d'une paroi d'extrémité radiale circulaire plane 68 sur laquelle est montée la plaque de contact 61. Le fil d'allumage 70 pour le moteur de fusée est connecté électriquement à la plaque 61. La paroi d'extrémité 68 est formée avec une saillie ou moyeu axial généralement cylindrique 72, à partir de l'extrémité duquel fait saillie une aile en forme de disque radial 74.
L'aile 74 est destinée à être logée dans les encoches internes 64 formées dans les plans de dérive 24. L'élément de retenue 60 est de préférence fait d'une matière électriquement isolante, telle qu'un plastique résineux.
A cause du logement de l'aile en forme d'anneau périphérique 66 dans les encoches 62, formées dans les plans de dérive 24, l'élément de retenue 60 empêche un mouvement de pivotement vers l'extérieur des plans de dérive 24. L'aile radiale 74 sur l'élément de retenue 60 se verrouille avec les encoches 64 dans les bords internes des plans de dérive 24, pour empêcher une séparation accidentelle de l'élément de retenue 60 à partir des plans de dérive 24. Ainsi, l'élément de retenue 60 empêche un mouvement de pivotement vers l'extérieur des plans de dérive 24 pendant la manipulation, l'expédition, l'entreposage et le chargement de la fusée 12 dans son tube de lancement.
Lorsque le moteur de fusée est mis à feu ou allumé, le courant de propulsion gazeux du moteur de fusée souffle l'élément de retenue 60 à partir des plans de dérive 24, de telle sorte qu'ils sont libres de pivoter vers l'extérieur à leurs positions de vol, lorsque la fusée émerge de son tube de lancement.
Lorsque les plans de dérive 24 sont escamotés, les parties coudées 34 des plans de dérive sont tordues et se trouvent dans des positions généralement hélicotdales par rapport à l'axe longitudinal du corps de tuyère 16. De plus, les parties coudées
34 sont opposées à l'ouverture de tuyère 18, avec pour résultat que
"Tail and nozzle assembly for a free flight rocket" The present invention relates to a tail and nozzle assembly for a free flight rocket intended to be launched from a launch tube. The invention can be applied particularly to military rockets which can be launched from launch tubes on a military helicopter, another aircraft or on the ground.
The general aim of the present invention is to improve the efficiency and the accuracy of such free flight rockets.
In the prior art, the current rocket engine has folded planar fin planes that extend backward from the crankcase, with four nozzle assemblies between them. The drift planes deploy after the rocket leaves the launch tube and are locked in an extended position at an angle of 45 [deg.] To the axis of the rocket. The speed of the rocket at the exit from the launch tube is generally insufficient to ensure stabilization by a satisfactory drift plane unless the rocket is fired from an airplane or other high-speed vehicle.
Rocket engines intended to be deployed from helicopters or other low-speed vehicles have been produced with notched nozzles to impart some spin stabilization to such rockets during the start of the flight. Whirling speeds of eight to eleven revolutions per second, obtained by this process, reduce the dispersion of rockets, but the continued application of the torque force after the deployment of the drift planes produces an undesirable yaw movement.
Other prior rocket constructions have sought to address this problem by introducing inclined blades * into the rocket nozzle, while constructing the blades so that they are destroyed by combustion at the start of flight. However, difficulties have been encountered due to a lack of uniformity in the combustion of the blades. In addition, burning the blades can produce debris in some cases, which is undesirable because such debris can eventually damage the helicopter.
A main object of the present invention is to provide an improved new construction which will impart a spin to a rocket while in its launch tube, but which will not impart additional spin after the rocket is in free flight, while avoiding the production of any debris. Thus, the stabilization of the rocket is improved, without any of the disadvantages of the prior art.
According to the present invention, these and other objects are
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including a generally cylindrical nozzle body having an axial nozzle opening for discharging a gas propellant current, and a plurality of drift planes having pivot means for pivotally mounting such planes on the end part rear of the nozzle body for a pivoting movement between retracted launch positions and extended flight positions, in which such drift planes are made to pivot outwards from the launch positions at a predetermined angle, the drift planes with bent, twisted or inclined parts which are located in the <EMI ID = 2.1>
wind in their retracted launch positions in order to cause the gaseous propulsion current to act on such bent parts to produce a rocket spinning movement, the bent parts being able to be drawn towards the outside of the gaseous propulsion current when the Drift planes are made to pivot outward in their extended flight positions, in order to avoid imparting additional spin to the rocket when the drift plans are extended towards their flight positions. The drift planes are preferably constructed in such a way that they are aerodynamically neutral when they are extended in their flight positions. To this end, the drift planes are preferably bent along lines which are parallel to the axis of the nozzle body when the drift plana are in extension.
Stop means are preferably provided to maintain the drift planes in their extended flight positions. Such stop means may include stop elements which are resiliently biased against stop cams on the drift planes.
Such stop elements can also be arranged to control the deployment of additional drift plane members. Thus, the stop elements can be arranged to maintain these additional drift plane members in their folded positions, when the aforementioned first drift planes are folded, and to release the additional drift plane members for a pivoting movement towards the exterior by spring means, when the abovementioned first drift planes pivot outwards towards their extended flight positions.
Other objects, advantages and characteristics of the present invention will emerge from the description below, considered with the accompanying drawings, in which:
Figure 1 is a perspective view in partial side elevation of a military rocket having a set of drift planes and nozzle to be described as an embodiment illustrating the present invention, the drift planes being shown in their folded positions or retracted. Figure 2 is a perspective view in partial side elevation on a slightly larger scale, representing <EMI ID = 3.1>
drift deployed or caused to pivot outward to their extended flight positions.
Figure 3 is a dorsal view showing the drift planes in their extended positions. FIG. 4 is a longitudinal section through the set of drift and nozzle planes, and representing one of the rear drift planes and two of the enveloping drift planes in their folded or retracted positions. Figure 5 is a view similar to Figure 4, but showing the drift plans in their extended flight positions. Figure 6 is a side elevational view of the set of fin and nozzle planes, with the fin planes folded. Figure 7 is a rear view of the assembly, with the fin planes folded. Figure 8 is a side elevational view, taken from a different angle. Figure 9 is a back view with a retainer in place on the fin planes.
Figure 10 is a section through the retainer.
As has just been indicated, FIG. 1 shows a typical embodiment of the present invention, in the form of a set of fin and nozzle planes 10, mounted on a military rocket 12, intended to be launched in free flight from
a launch tube, which can be mounted on a helicopter,
on any other plane or vehicle, or on the ground. Only the part
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of drift and nozzle plans 10, the rocket 12 may be of any known or suitable construction. As shown, the rocket 12 comprises a cylindrical rocket motor casing 14 in which is mounted a rocket motor. The set of drift and nozzle planes 10 is mounted on the rear end of the casing 14.
The set of fin and nozzle planes 10 illustrated comprises a generally cylindrical nozzle body 16 having an axial nozzle opening 18 from which the rocket engine causes the emission of a gas propulsion current. The nozzle opening 18 illustrated has a converging front part 18a, a relatively restricted throttling part 18b and a rear flaring part 18c, as shown clearly <EMI ID = 5.1>
in Figures 4 and 5.
The nozzle body 16 has a front end portion 20 which is suitably attached to the rocket engine housing
14. In addition, the nozzle body 16 has a rear end portion 22 which supports a multiplicity of foldable fin planes 24 which can be described as rear or tail planes. In this case, there are three of these rear planes 24, also spaced around the nozzle body 16, but any desired number of drift planes can be provided. The foldable fin planes 24 are pivotally supported by pivot means, taking the form in the present case of pivot pins 26, extending through openings 28 in the internal end parts 30 of the fin planes 24. The internal end parts
30 are enclosed in slots or notches 32 formed in the rear end part 22 of the nozzle body 16.
The foldable tailboards 24 can pivot between their retracted launch positions, as shown in Figures 1 and 4, and their extended flight positions, as shown in Figures 2, 3 and 5. The tailboards 24 are located in their folded or retracted positions when the rocket 12 is in the launch tube. When the rocket 12 is launched in free flight from the launch tube, the folding drift planes 24 are made to pivot outwards to their fully extended or deployed positions, in which
they extend to approximately 45 [deg.] relative to the axis of the rocket 12. When in extension, the drift planes 24 stabilize the flight of the rocket. The drift planes 24 are pivotally pulled outwards by the gas propulsion current and also by a centrifugal action due to the spinning of the rocket.
In order to communicate a spin to the rocket 12, the foldable drift planes 24 have bent, twisted or inclined parts 34, which are opposite to the rear part 18c
of the nozzle opening 18, when the drift planes 24 are in their retracted launch position. Thus, the bent portions 34 are located in the gas propulsion current when the drift planes 24 are folded down. The twist
bent plane parts 34 is approximately helical.
The gas propulsion current from the nozzle opening
18 strikes the bent or twisted plane parts 34 and communicates a torque to the rocket 12, so that the rocket is caused to rotate around its longitudinal axis. The spinning motion communicates significantly improved stability to the rocket after it is launched in free flight from
of the launch tube.
After the rocket 12 has been launched in free flight, the foldable drift planes 24 are made to pivot outwards in their fully extended flight positions, as described above. The pivoting movement towards the outside of the drift planes 24 brings the angled plane parts 34 towards the outside, out of the gas propulsion current, as best represented in FIG. 5. Thus, the propulsion current
gas no longer strikes the drift planes 24 and therefore no longer communicates a torque to the rocket. It has been discovered that it is highly advantageous to separate the drift planes from the gaseous propulsion current during free flight, because the impact of the gaseous propulsion current on the drift planes
during the free flight would tend to cause a yaw movement of the fucée 12, which would hamper the stability and the precision of the rocket.
The configuration of the foldable tailboards 24 is such that they are aerodynamically neutral when the tailboards are made to pivot outward around their pivots to their flight positions in full extension. Thus, the drift planes 24 do not cause any additional spinning movement of the rocket. To this end, the bent parts
34 of the drift planes 24 are bent along lines of curvature 35 (FIG. 6) which are parallel to the longitudinal axis of the nozzle body 16 when the drift planes are brought in tension to their free flight positions. Each line of curvature
35 is preferably located in a central longitudinal radial plane which comprises the axis of the nozzle body.
When the drift planes are made to pivot inwards to their retracted launch positions, the lines of curvature are no longer parallel to the axis, so that the bent portions 34 of the drift planes 24 are bent or inclined with respect to the axis of the nozzle body 16.
Drift plans deployed outwards 24 provide stabilization of drift plans for the free flight of the rocket
12. However, no additional spinning is communicated
to the rocket.
It is advantageous to provide means for maintaining the drift planes 24 in their flight positions in extension towards the outside. In the illustrated construction, the drift planes 24 are held in their pivoting positions towards the outside by stop means 36, which may include movable stop elements 38, resiliently recalled by stop cams 40 on the internal end portions 30 of the planes
folding fins 24. The illustrated stop elements 38 are in the form of pins which are slidably mounted in openings 42, formed in the nozzle body 16. Each stop element 38 is biased against the cam 40 corresponds ante
by a spring 44.
When each foldable fin plan 24 is brought
to pivot outwards to its extended flight position, the corresponding stop element 38 is moved behind a shoulder
46 on the stop cam 40, with the result that the drift plane 24 is maintained in its extended flight position. The shoulder 46 meets the stop element 38 and prevents movement inward of the drift plane 24 from its free flight position by the force of resistance to air due to the backwater current of the rocket. Thus, the drift planes 24 are maintained in
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rocket 12.
In the illustrated construction, the movement of the stop elements 38 is used to control the deployment of additional foldable fin planes 50, which are illustrated as wrap planes, intended to be folded down into retracted positions within a cylindrical recess 52, formed in the nozzle body 16. The enveloping drift planes 50 are pivotally supported by pivot pins 52 ′ for a pivoting movement between their retracted launch positions,
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in extension, as shown in FIGS. 2, 3 and 5. Preferably, the enveloping drift planes are recalled towards the outside towards their fully deployed positions by elastic means, illustrated as springs 54. It should be understood that the fully deployed enveloping drift planes 50 provide additional plan stabilization for the free flight of the rocket.
Before and during the launch of the rocket 12, the enveloping drift planes 50 are retained in their folded positions by stop elements 38, which have end portions
56 can be brought in interlocking association with
the enveloping drift planes 50, as best shown in FIG. 4. When the rear drift planes 24 are folded back into their retracted launch positions, the stop cams
40 cause movement of the stop elements 38, so that the front portions 56 of the stop elements achieve interlocking associations with the enveloping drift planes 50. In this way, the drift planes 50 are maintained in their folded positions. When the rear drift planes 24 are made to pivot outwards to their extended flight positions, as shown in FIG. 5, the stop cams 40 allow the stop elements 38 to move backwards , under the influence of return springs 44, resulting in
that the front parts 56 of the stop elements 38 are separated
enveloping drift planes 50, after which the enveloping drift planes are released for a pivoting movement towards the outside by the springs 54.
This arrangement of the stop elements 38 is highly advantageous, because the retention of the enveloping drift planes 50 in their folded positions greatly facilitates the loading of the rockets into their launch tubes. Previously, it has been common practice to use the short circuit wire to maintain these enveloping drift planes in their folded positions. In this prior arrangement, the short circuit wire is arranged around the enveloping drift planes to maintain them in their folded positions during shipping and storage of the rocket. When the rocket must be loaded into its launch tube, the short circuit wire must be removed
and the enveloping drift planes must be maintained manually in their folded positions until the rocket is inside the launch tube.
A plastic annular retaining element 60 is mounted on the rear fin planes 24, as shown
Figures 4, 9 and 10, to keep them in their positions
<EMI ID = 8.1>
nude 60 also provides an insulating mount for the firing contact plate 61. The retaining member 60 with the firing contact 61 is blown out when the rocket engine is fired.
Notches 62 and 64 are provided in the fin planes 24 to receive the retaining ring 60. The notches 62 and
64 are located in the rear and internal edges of the fin planes 24 (Figures 4 and 7). The retaining element 60 illustrated (FIGS. 4 and 10) has a generally cylindrical annular shaped peripheral wing 66 intended to be housed in the rear notches 62. The wing 66 projects from a circular radial end wall plane 68 on which the contact plate 61 is mounted. The ignition wire 70 for the rocket engine is electrically connected to the plate 61. The end wall 68 is formed with a generally cylindrical axial projection or hub 72, from the end of which protrudes a wing in the form of a radial disc 74.
The wing 74 is intended to be housed in the internal notches 64 formed in the drift planes 24. The retaining element 60 is preferably made of an electrically insulating material, such as a resinous plastic.
Because of the housing of the wing in the form of a peripheral ring 66 in the notches 62, formed in the drift planes 24, the retaining element 60 prevents a pivoting movement towards the outside of the drift planes 24. L the radial wing 74 on the retaining element 60 locks with the notches 64 in the internal edges of the drift planes 24, to prevent accidental separation of the retaining element 60 from the drift planes 24. Thus, the the retaining element 60 prevents a pivoting movement towards the outside of the drift planes 24 during the handling, shipping, storage and loading of the rocket 12 in its launch tube.
When the rocket engine is ignited or turned on, the gas propellant current from the rocket engine blows the retainer 60 from the drift planes 24, so that they are free to pivot outward to their flight positions when the rocket emerges from its launch tube.
When the drift planes 24 are retracted, the bent parts 34 of the drift planes are twisted and are in generally helical positions relative to the longitudinal axis of the nozzle body 16. In addition, the bent parts
34 are opposed to the nozzle opening 18, with the result that