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Antrieb für Steuer- und MesskreiseI, insbesondere für Raketen Die Erfindung bezieht sich auf einen Antrieb für Steuer- und Messkreisel mit drei Freiheitsgraden, insbesondere für Raketen.
Bei Stabilisationskreiseln für Raketen ist es bekanntgeworden, den starr im Raketengehäuse koaxial mit diesem gelagerten Rotor mit einer Treibladung und mit im wesentlichen axial nach hinten gerichteten Schubdüsen zu versehen, welche in einem Kreis spiralförmig so angeordnet sind, dass der Schub der durch diese Düsen austretenden Verbrennungsgase die Rakete zu .einem grossen Teil nach vorwärts treibt, aber gleichzeitig infolge der geneigten Austrittsrichtung der Gase den Rotor in rasche Drehung versetzt.
Ein solcher Antrieb eignet sich nicht für Steuer- und Messkreisel mit drei Freiheitsgraden. Der die Treibladung für den Antrieb der Rakete enthaltende Rotor ist viel zu gross, so dass ein solchermassen aufgebauter Steuerkreisel z. B. in einer Rakete viel zu viel Platz beanspruchen würde. Ausserdem fallen die Startzeiten des Rotors und seines Trägers (Rakete) zusammen, was bei Steuerkreiseln unerwünscht ist.
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Antrieb für Steuer- und Messkreisel mit drei Freiheitsgraden zu schaffen, der äusserst wenig Platz beansprucht und sich demnach auch für Raketen :eignet, und der auch Mittel aufweist, um unabhängig vom Bewegungszustand seines Trägers, also z. B. vom Start einer Rakete, in Bewegung gesetzt werden zu können.
Die erfindungsgemässe Lösung dieser Aufgabe besteht darin, dass der Rotor eine Treibladung sowie elektrische Zündmittel enthält und mindestens eine tangential angeordnete Schubdüse aufweist.
Durch die tangentiale Schubdüsenanordnung wird erreicht, dass sämtliche Energie beim Abbrennen der Treibladung des Rotors nur noch zu dessen Drehung verwendet wird, so dass die Treibladung und damit auch der Rotor um ein mehrfaches kleiner als die bekannten Stabilisationskreisel ähnlicher Art gehalten werden können, und ferner ist es infolge der im Rotor angebrachten Zündmittel möglich, diesen nach Belieben in Bewegung zu setzen.
Die genannte Lösung führt noch zu dem zusätzlichen Vorteil, dass die Lager des Rotors, welche bei den genannten Stabilisationskreiseln gross und kräftig ausgebildet sein mussten, um den ganzen Schub zum Vorwärtstreiben der Rakete aufzunehmen, viel kleiner und schwächer gehalten werden können und sich dementsprechend viel besser für die gewünschten, extrem hohen Drehzahlen eignen.
Da beim Kreisel gemäss der Erfindung die Verbrennungsgase der Treibladung nicht mehr axial aus dem Rotor strömen, und somit das hintere Lager nicht mehr wie bei den bekannten Stabilisationskrei- seln den ganzen Rotor samt Treibladung umfassen muss, kann der Kreiselmotor mit ganz besonderem Vorteil mit zwei sich im Stator abstützenden Zapfen ausgerüstet sein, die praktisch kerne axialen Kräfte aufnehmen müssen und einen relativ zum Rotor kleinen Durchmesser aufweisen. Solche Zapfen tragen viel dazu bei, dass die Lager ausserordentlich klein gehalten werden können.
Auf der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung als Steuerkreisel einer Rakete dargestellt. Es zeigt: Fig. 1 eine Ansicht des Kreiselrotors mit seinem Stator, Fig. 2 einen Schnitt nach Linie II-11 in Fig. 1, Fig. 3 einen Schnitt nach Linie III-111 in Fig. 1, Fig. 4 eine schematische Ansicht der teilweise aufgeschnittenen Rakete mit Kreisel.
In einer Rakete 1 (siehe Fig. 4) ist ein Halter 2 angeordnet, an welchem mittels des Bügels 3 der aus dem Stator 4 und denn daran drehbar gelagerten Krei-
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selrotor 5 bestehende Kreisel kardanisch aufgehängt ist, welcher zu beliebigen, im Zusammenhang mit der Erfindung keine Rolle spielenden Steuerfunktionen dienen kann.
Im hinteren Teil der Rakete 1 ist eine erste Treibladung 23 für den Antrieb der Rakete über die Schubdüsen 28 angebracht, wobei es für den Zweck der Erfindung keine Rolle spielt, ob diese Schubdüsen 28 gerade oder spiralförmig liegen, das heisst, ob der Rakete neben ihrem Vorschub noch eine Drehbewegung erteilt wird oder nicht.
Der Kreiselrotor 5 besteht aus den beiden Hälften 5a und 5b, die dadurch gasdicht miteinander verschraubt sind, dass der aussen konisch auslaufende Ring 26 der Hälfte 5a an die konische Fläche 27 der Hälfte 5b gepresst wird, wobei diese dichtende Wirkung durch Innendruck noch verstärkt wird (siehe Fig. 2). Die beiden Hälften 5a und 5b bilden zusammen einen zylindrischen Hohlraum 11 für die lose eingelegte zweite Treibladung 15, die aus gepresstem Treibpulver besteht und in zwei mit einer zentraler Bohrung 16 versehene Scheiben aufgeteilt ist.
Jede der beiden Hälften 5a und 5b ist mit einem Zapfen 7 bzw. 8 ausgerüstet, der sich dadurch im Stator 4 abstützt, dass er in einem im Stator 4 eingeschraub- ten, mit einem Drehschlitz 6a versehenen Gleitlager- körper 6 gelagert ist. Die Zapfen 7 und 8 sind gleichachsig und bilden so die Drehachse des Kreiselrotors 5. Die beschriebene Ausbildung des Kreiselrotors 5 ist deshalb sehr vorteilhaft, weil die beiden Hälften 5a und 5b im wesentlichen zwei einfach herzustellende Drehteile darstellen. Der Stator 4 ist auf zwei Seiten geschlitzt.
Die Schlitzwände werden durch die Schrauben 9 verspannt und die Lagerkörper 6 durch die so erzeugte Klemmwirkung gesichert.
Die Achsen der im Stator 4 eingesetzten Lagerzapfen 10 stehen senkrecht zur Drehachse des Krei-. sels und dienen zu dessen bereits erwähnten kardani- sehen Aufhängung.
In der Hälfte 5b des Kreiselrotors 5 sind drei tangential gerichtete Bohrungen 13 in einer Ebene senkrecht zur Achse der beiden Zapfen 7 und 8 gleichmässig verteilt angeordnet (siehe Fig. 3). In den Bohrungen 13 ist je .eine nach aussen gerichtete Schubdüse 14 eingesetzt, welche mittels in derselben Kreiselrotorhälfte 5b in gleichen Winkelabständen voneinander angebrachter nutenartiger Ausnehmun- gen 12 räumlich mit dem zentralen Hohlraum 11 in Verbindung stehen, dessen Achse mit der Drehachse des Kreiselrotors 5 zusammenfällt und dessen End- flächen senkrecht zu dieser liegen.
In die zentrale Bohrung 16 der zweiten ringförmigen Treibladung 15 ist ein Anfeuerungssatz 17 eingefüllt, welcher die Zündladung 18 mit Glühdraht 19 enthält (siehe Fig.2). Die Enden dieses Glüh- drahtes sind an den Leitungsdrähten 20 und 21 befestigt, welche durch die in der Bohrung 22 enthaltene, druckfeste und gasdicht eingegossene Isoliermasse 24 voneinander getrennt sind. Der Draht 20 ist bei Zündung mit dem Pluspol einer ausserhalb des Kreiselrotors 5 angeordneten Stromquelle 25 ver- bunden, während der andere Draht 21 über den elektrisch leitenden Kreiselrotor 5 mit dem Minuspol der genannten Stromquelle 25 in Verbindung steht,
wobei beide Leitungen durch den Zapfen 7 führen.
Die Wirkungsweise ist folgende: Der Glühdraht 19 wird unter Strom gesetzt und zündet über die Zündladung 18 und den Anfeuerungssatz 17 die zweite Treibladung 15.
Gleichzeitig oder kurz nachher wird auch die erste Treibladung 23 gezündet, so dass deren Verbrennungsgase durch die Schubdüsen 28 austreten. Die Rakete startet. Die Verbrennungsgase der zweiten Treibladung strömen mit grosser Geschwindigkeit durch die Schubdüsen 14 aus dem sonst gasdichten Kreiselrotor 5, wodurch derselbe in sehr kurzer Zeit, eventuell noch bevor die Rakete gestartet hat, auf die notwendige Umdrehungszahl beschleunigt wird, um während des Fluges der Rakete auf das Ziel seine Steuerfunktion auszuüben, wobei durch entsprechende Bemessung der Grösse und der Abbrandfläche der zweiten Treibladung 15 dafür Sorge getragen wird, dass die Drehzahl des Kreiselrotors 5 nach Abbrennen der zweiten Treibladung auch bis ins Ziel der Rakete nicht zuviel abnimmt,
um den gestellten Anforderungen zu genügen.
Der Hohlraum 11 für die zweite Treibladung 15 hat nur, da dieser in der Mitte des Kreiselrotors 5 angeordnet ist, eine verschwindend kleine Verminderung des Massenträgheitsmomentes des Kreiselrotors gegenüber den bekannten Ausführungen zur Folge, so dass dieser deswegen auch kaum grösser gemacht werden muss.
Weil unter sich gleiche, gleichmässig verteilte Schubdüsen 14 vorhanden sind, wird während des stossartig erfolgenden Antriebes des Kreiselrotors 5 keine Kraft auf seine Lager 6 ausgeübt.
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Drive for control and measuring circuits, in particular for rockets The invention relates to a drive for control and measuring gyros with three degrees of freedom, in particular for rockets.
In the case of stabilization gyroscopes for rockets, it has become known to provide the rotor, which is rigidly mounted in the rocket housing coaxially with this, with a propellant charge and with essentially axially rearward-directed thrust nozzles, which are arranged in a spiral in a circle so that the thrust of the combustion gases emerging through these nozzles drives the rocket forward to a large extent, but at the same time sets the rotor in rapid rotation due to the inclined exit direction of the gases.
Such a drive is not suitable for control and measuring gyros with three degrees of freedom. The rotor containing the propellant charge for propelling the rocket is much too big, so that a control gyro constructed in this way, for. B. would take up too much space in a rocket. In addition, the start times of the rotor and its carrier (rocket) coincide, which is undesirable for control gyroscopes.
The object of the invention is to create a drive for control and measuring gyroscopes with three degrees of freedom, which takes up very little space and is therefore also suitable for rockets, and which also has means to independently of the state of motion of its carrier, so z. B. from the launch of a rocket to be set in motion.
The inventive solution to this object is that the rotor contains a propellant charge and electrical ignition means and has at least one tangentially arranged thrust nozzle.
The tangential thrust nozzle arrangement ensures that all energy when the propellant charge of the rotor burns is only used for its rotation, so that the propellant charge and thus also the rotor can be kept several times smaller than the known stabilization gyroscopes of a similar type, and furthermore is Due to the ignition means installed in the rotor, it is possible to set it in motion at will.
The solution mentioned leads to the additional advantage that the bearings of the rotor, which had to be large and powerful in the stabilization gyros mentioned above, in order to take up the entire thrust to propel the rocket forward, can be kept much smaller and weaker and accordingly much better suitable for the desired, extremely high speeds.
Since the combustion gases of the propellant charge no longer flow axially out of the rotor in the gyro according to the invention, and thus the rear bearing no longer has to encompass the entire rotor including propellant charge as in the known stabilization gyroscopes, the gyro motor can be very advantageous with two be equipped in the stator supporting pins that practically have to absorb axial forces and have a small diameter relative to the rotor. Such pins contribute a lot to the fact that the bearings can be kept extremely small.
In the drawing, an embodiment of the invention is shown as a control gyro of a rocket. It shows: FIG. 1 a view of the gyroscope rotor with its stator, FIG. 2 a section along line II-11 in FIG. 1, FIG. 3 a section along line III-111 in FIG. 1, FIG. 4 a schematic view the partially cut rocket with top.
In a rocket 1 (see Fig. 4) a holder 2 is arranged, on which by means of the bracket 3 the circuit rotatably mounted on the stator 4 and then
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selrotor 5 existing gyro is gimbaled, which can be used for any control functions that do not play a role in connection with the invention.
In the rear part of the rocket 1, a first propellant charge 23 is attached for propelling the rocket via the thrusters 28, it being irrelevant for the purpose of the invention whether these thrusters 28 are straight or spiral, that is, whether the rocket is next to theirs Feed nor a rotary movement is issued or not.
The gyro rotor 5 consists of the two halves 5a and 5b, which are screwed together in a gas-tight manner in that the outer conically tapering ring 26 of half 5a is pressed against the conical surface 27 of half 5b, this sealing effect being reinforced by internal pressure ( see Fig. 2). The two halves 5a and 5b together form a cylindrical cavity 11 for the loosely inserted second propellant charge 15, which consists of pressed propellant powder and is divided into two disks provided with a central bore 16.
Each of the two halves 5a and 5b is equipped with a pin 7 or 8, which is supported in the stator 4 by being mounted in a sliding bearing body 6 screwed into the stator 4 and provided with a rotary slot 6a. The pins 7 and 8 are coaxial and thus form the axis of rotation of the gyro rotor 5. The described design of the gyro rotor 5 is very advantageous because the two halves 5a and 5b essentially represent two easy-to-manufacture rotating parts. The stator 4 is slotted on two sides.
The slot walls are braced by the screws 9 and the bearing bodies 6 are secured by the clamping effect thus generated.
The axes of the journals 10 used in the stator 4 are perpendicular to the axis of rotation of the circular. sels and are used for the cardanic suspension already mentioned.
In the half 5b of the gyro rotor 5, three tangentially directed bores 13 are arranged evenly distributed in a plane perpendicular to the axis of the two pins 7 and 8 (see FIG. 3). In each of the bores 13 an outwardly directed thrust nozzle 14 is inserted, which is spatially connected to the central cavity 11, the axis of which coincides with the axis of rotation of the centrifugal rotor 5, by means of groove-like recesses 12 made in the same gyro rotor half 5b at equal angular distances from one another and whose end faces are perpendicular to it.
In the central bore 16 of the second ring-shaped propellant charge 15, a firing set 17 is filled, which contains the ignition charge 18 with filament 19 (see FIG. 2). The ends of this glow wire are fastened to the lead wires 20 and 21, which are separated from one another by the pressure-resistant and gas-tight cast insulating compound 24 contained in the bore 22. When ignited, the wire 20 is connected to the positive pole of a power source 25 arranged outside of the gyro rotor 5, while the other wire 21 is connected to the negative pole of said power source 25 via the electrically conductive gyro rotor 5,
both lines lead through the pin 7.
The mode of operation is as follows: The glow wire 19 is energized and ignites the second propellant charge 15 via the ignition charge 18 and the ignition charge 17.
At the same time or shortly afterwards, the first propellant charge 23 is also ignited, so that its combustion gases exit through the thrust nozzles 28. The rocket starts. The combustion gases of the second propellant charge flow at high speed through the thrust nozzles 14 from the otherwise gas-tight gyro rotor 5, whereby the same is accelerated to the necessary number of revolutions in a very short time, possibly even before the rocket has started, in order to reach the The aim of exercising its control function, whereby appropriate dimensioning of the size and the burn-off area of the second propellant charge 15 ensures that the speed of the gyro rotor 5 does not decrease too much after the second propellant charge has been burned off,
to meet the requirements.
The cavity 11 for the second propellant charge 15 only, because it is arranged in the center of the centrifugal rotor 5, results in a negligibly small reduction in the mass moment of inertia of the centrifugal rotor compared to the known designs, so that it hardly needs to be made larger.
Because the same, evenly distributed thrust nozzles 14 are present, no force is exerted on its bearings 6 during the sudden drive of the gyro rotor 5.