DE102010034310A1

DE102010034310A1 - Steerable missile

Info

Publication number: DE102010034310A1
Application number: DE102010034310A
Authority: DE
Inventors: Peter Gleich
Original assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2010-08-13
Filing date: 2010-08-13
Publication date: 2012-02-16
Anticipated expiration: 2030-08-14
Also published as: EP2418454A3; EP2418454A2; EP2418454B1; DE102010034310B4

Abstract

Ein lenkbarer Flugkörper, insbesondere ein aus einem Werfer verschießbarer lenkbarer Raketenflugkörper, mit einem im Wesentlichen rohrförmigen Korpus (1; 101; 201; 301; 401) sowie einer kippbewegbar am Korpus (1; 101; 201; 301; 401) angebrachten Flugkörpernase (2; 102; 202; 302; 402), deren Neigungswinkel zur Flugkörperlängsachse (X) mittels zumindest eines Aktuators veränderbar ist, zeichnet sich dadurch aus, dass der Aktuator von einem Elektromagneten (30, 32, 34, 36; 130, 134; 230, 234; 330, 334; 430, 434) gebildet ist.A steerable missile, in particular a steerable missile missile that can be fired from a launcher, with an essentially tubular body (1; 101; 201; 301; 401) and a missile nose (2; 101; 201; 301; 401) attached to the body so that it can be tilted ; 102; 202; 302; 402), whose angle of inclination to the missile longitudinal axis (X) can be changed by means of at least one actuator, is characterized in that the actuator is driven by an electromagnet (30, 32, 34, 36; 130, 134; 230, 234; 330, 334; 430, 434) is formed.

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Die vorliegende Erfindung betrifft einen lenkbaren Flugkörper, insbesondere einen aus einem Werfer verschießbaren lenkbaren Raketenflugkörper, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The present invention relates to a steerable missile, in particular a steerable rocket missile which can be fired from a launcher, according to the preamble of patent claim 1.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Kleinflugkörperwaffen, insbesondere Gewehrgranaten, werden häufig von Infanteriegewehren als sogenannte überkalibrige Aufsteckgeschosse verschossen. Es sind auch Gewehrgrananten bekannt, die aus einem an ein Infanteriegewehr anbaubaren Schussbecher verschossen werden. Nachteilig ist bei derartigen Verschusseinrichtungen die nicht unerhebliche Streuung der Treffer im Ziel gegenüber Rohrwaffensystemen. Es ist daher anzustreben, die Treffergenauigkeit derartiger Flugkörperwaffen zu verbessern.Small missile weapons, in particular rifle grenades, are often fired by infantry weirs as so-called over-caliber mortars. There are also rifle grenades known to be fired from an attachable to an infantry gun firing cup. A disadvantage of such Verschusseinrichtungen the not insignificant scatter of hits in the target against gun systems. It is therefore desirable to improve the accuracy of such missile weapons.

STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART

Aus der DE 10 2007 007 929 B3 ist ein infanteristisches Waffensystem zum Bekämpfen von feststehenden Zielen mittels aus Werfern verschossenen lenkbaren Granaten bekannt. Diese lenkbaren Granaten bilden einen lenkbaren Kleinflugkörper mit einem im Wesentlichen rohrförmigen Korpus sowie einer kippbewegbar am Korpus angebrachten Flugkörpernase, deren Neigungswinkel zur Flugkörperlängsachse mittels zumindest eines Aktuators veränderbar ist. Zur Steuerung des Neigungswinkels der schwenkbar gelagerten Flugkörpernase dieses bekannten lenkbaren Flugkörpers ist der Flugkörper mit einer einfachen Steuerelektronik versehen, die nicht näher beschriebene Aktuatoren beaufschlagt, mittels derer die Flugkörpernase um kleine Winkel gekippt werden kann. Die Flugkörpernase wirkt dadurch als ein die Flugbahn des Flugkörpers beeinflussendes Luftruder.From the DE 10 2007 007 929 B3 is an infantry weapon system for fighting fixed targets by means of guided missiles fired missiles known. These steerable grenades form a steerable small missile with a substantially tubular body and a kippbewegbar mounted on the body missile nose, the inclination angle to the missile longitudinal axis by means of at least one actuator is variable. To control the angle of inclination of the pivotally mounted nose of this known missile missile missile is provided with a simple control electronics, which acted upon actuators not described in detail, by means of which the nose of the missile can be tilted at small angles. The missile nose thereby acts as an air impeller influencing the trajectory of the missile.

Da es sich bei diesem lenkbaren Flugkörper um einen Kleinlenkflugkörper handelt, ist neben einem Wirksystem und einem kleinen heckseitigen Raketenmotor kaum Raum, um eine Flugkörpersteuerung mit entsprechenden Aktuatoren und aerodynamischen Steuerrudern in diesem Kleinflugkörper unterzubringen. Des Weiteren müssen die Kosten für eine derartige in großen Stückzahlen bereitzustellende Waffe gering gehalten werden.Since this steerable missile is a small missile, there is little room to accommodate a missile controller with corresponding actuators and aerodynamic control thrusters in that small missile, in addition to an active system and a small rear rocket engine. Furthermore, the cost of such a weapon to be provided in large numbers must be kept low.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNGPRESENTATION OF THE INVENTION

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, einen gattungsgemäßen lenkbaren Flugkörper so auszugestalten, dass die gewünschte Lenkbarkeit durch Neigung der Flugkörpernase mit möglichst kostengünstigen Komponenten, geringem Energieverbrauch und geringem Einbauvolumen für die Steuerung erzielbar ist.Object of the present invention is therefore to design a generic steerable missile so that the desired steerability by inclination of the nose of the missile with the most cost-effective components, low energy consumption and low installation volume for the control can be achieved.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass der Aktuator von einem Elektromagneten gebildet ist.This object is achieved in that the actuator is formed by an electromagnet.

VORTEILEADVANTAGES

Das Vorsehen eines Elektromagneten als Aktuator ermöglicht es, ohne hochwertige mechatronische Rudermaschinen eine wirksame Neigung der Flugkörpernase erzielen zu können. Neben einer hohen Stellgeschwindigkeit gewährleistet die Verwendung eines Elektromagneten auch eine Temperaturunabhängigkeit sowie eine Robustheit und Lagerfähigkeit des Flugkörpers über große Zeiträume. Anstelle der Verwendung teurer und komplexer mechanischer Bauteile ist der Aktuator beziehungsweise sind die Aktuatoren beim erfindungsgemäßen Flugkörper von einfachen Elektromagneten gebildet. Die gesamte Steuerung weist somit eine simple Bauweise und eine geringe Komplexität bei hoher Robustheit und geringen Kosten auf.The provision of an electromagnet as an actuator makes it possible to achieve an effective inclination of the nose of the missile without high-quality mechatronic steering machines. In addition to a high positioning speed, the use of an electromagnet also ensures a temperature independence as well as a robustness and storability of the missile over long periods of time. Instead of using expensive and complex mechanical components, the actuator or the actuators in the missile according to the invention are formed by simple electromagnets. The entire controller thus has a simple design and low complexity with high robustness and low cost.

Besonders vorteilhaft ist es, wenn der Elektromagnet gegen die Kraft eines zugeordneten elastischen Rückstellelements, vorzugsweise einer Rückstellfeder wirkt. Dieser Aufbau ermöglicht es, dass durch kurzzeitige Aktivierung des Elektromagneten eine Verkippung der Flugkörpernase und damit eine Flugbahnänderung erreicht werden kann und dass sich die Flugkörpernase nach Beendigung der Aktivierung des Elektromagneten automatisch mechanisch wieder in die Ausgangsposition, also in die Position, in der die Achse der Flugkörpernase mit der Achse des Flugkörpers übereinstimmt, zurückstellt.It when the electromagnet acts against the force of an associated elastic return element, preferably a return spring is particularly advantageous. This structure makes it possible that by brief activation of the electromagnet tilting of the nose of the missile and thus a trajectory change can be achieved and that the nose after the activation of the electromagnet automatically mechanically back to the starting position, ie in the position in which the axis of the Missile nose coincides with the axis of the missile, resets.

Vorzugsweise sind zwei als Elektromagnete ausgebildete Aktuatoren vorgesehen, die bezüglich der Flugkörperlängsachse in einem Winkel zueinander angeordnet sind, so dass die Wirkrichtungen der Elektromagnete jeweils in einer Ebene liegen, wobei diese Wirkrichtungsebenen in einem Winkel, vorzugsweise in einem rechten Winkel, zueinander liegen. Diese einfache Ausgestaltung mit zwei Elektromagneten gestattet auf kostengünstige und unkomplizierte Weise eine Steuerung der Flugkörpernase um eine Nickachse und um eine Gierachse des Flugkörpers.Preferably, two actuators designed as electromagnets are provided, which are arranged at an angle to each other with respect to the missile longitudinal axis, so that the effective directions of the electromagnets lie in a plane, wherein these effective direction planes are at an angle, preferably at a right angle to each other. This simple design with two electromagnets allows cost-effective and uncomplicated control of the nose of the missile about a pitch axis and about a yaw axis of the missile.

Alternativ können auch drei als Elektromagnete ausgebildete Aktuatoren vorgesehen sein, die bezüglich der Flugkörperlängsachse in einem Winkel zueinander angeordnet sind, so dass die Wirkrichtungen der Elektromagnete jeweils in einer Ebene liegen, wobei diese Wirkrichtungsebenen in einem Winkel zueinander, vorzugsweise in einem Winkel von 120° zueinander, liegen. Auch diese Ausgestaltungsform des erfindungsgemäßen Flugkörpers gestattet es, eine schnelle und präzise Steuerung des Flugkörpers um dessen Nickachse und dessen Gierachse zu erzielen.Alternatively, three actuators designed as electromagnets may be provided, which are arranged at an angle to one another with respect to the missile longitudinal axis, so that the effective directions of the electromagnets lie in one plane, wherein these effective direction planes at an angle to each other, preferably at an angle of 120 ° to each other , lie. These too Embodiment of the missile according to the invention makes it possible to achieve a fast and precise control of the missile about its pitch axis and its yaw axis.

In einer anderen vorteilhaften Ausgestaltungsform sind vier als Elektromagnete ausgebildete Aktuatoren vorgesehen, die jeweils einem Quadranten der Flugkörpernase zugeordnet und um die Achse der Flugkörpernase herum angeordnet sind. Diese Ausführungsform gestattet eine noch agilere Steuerung des Flugkörpers um dessen Nickachse und dessen Gierachse.In another advantageous embodiment, four actuators designed as electromagnets are provided, each associated with one quadrant of the nose of the missile and arranged around the axis of the nose of the missile. This embodiment allows an even more agile control of the missile about its pitch axis and its yaw axis.

Dabei ist es besonders von Vorteil, wenn die Wirkrichtungen von jeweils zwei Elektromagneten der vier Elektromagnete in einer gemeinsamen Wirkrichtungsebene liegen, wenn die beiden Wirkrichtungsebenen im rechten Winkel zueinander liegen und wenn die Wirkrichtungen der jeweils einer Wirkrichtungsebene zugeordneten Elektromagnete eine entgegengesetzt gerichtete Wirkrichtungskomponente aufweisen. Diese Ausführungsform gestattet es, die Flugkörpernase schnell von einer Neigungsrichtung in eine entgegengesetzte Neigungsrichtung umzusteuern.It is particularly advantageous if the directions of action of two electromagnets of the four electromagnets lie in a common effective direction plane, when the two effective direction planes are at right angles to each other and if the directions of action of each one effective direction level associated electromagnets have an oppositely directed effective direction component. This embodiment makes it possible to quickly redirect the nose of the missile from an inclining direction to an opposite inclining direction.

Vorteilhaft ist es, wenn der jeweilige Elektromagnet beziehungsweise die jeweiligen Elektromagneten in der Flugkörpernase angeordnet ist beziehungsweise sind. Die Anordnung des Elektromagneten beziehungsweise der Elektromagneten in der Flugkörpernase schafft Freiraum im Korpus, so dass der für das Wirksystem der Flugkörperwaffe benötigte Bauraum nicht eingeschränkt wird.It is advantageous if the respective electromagnet or the respective electromagnet is or are arranged in the nose of the missile. The arrangement of the electromagnet or the electromagnet in the missile nose creates space in the body, so that the space required for the system of the missile weapon space is not limited.

Alternativ kann der jeweilige Elektromagnet beziehungsweise können die jeweiligen Elektromagnete auch im Korpus angeordnet sein. Diese Ausgestaltungsform schränkt zwar den für das Wirksystem nutzbaren Raum ein, vereinfacht jedoch die Konstruktion gegenüber der Anordnung der Elektromagneten in der Flugkörpernase.Alternatively, the respective electromagnet or the respective electromagnets can also be arranged in the body. Although this embodiment restricts the usable space for the active system, but simplifies the construction relative to the arrangement of the electromagnets in the nose of the missile.

Besonders vorteilhaft ist es, wenn der jeweilige Elektromagnet einen die Feldlinien des Magneten konzentrierenden Kern aufweist und wenn auf der dem Kern gegenübergelegenen Seite der Flugkörpernase beziehungsweise des Korpus' ein Element aus einem magnetisierbaren Metall vorgesehen ist. Das Vorsehen eines derartigen Kerns, beispielsweise eines Eisenkerns, ermöglicht das Aufbringen einer hohen Magnetkraft, so dass mit minimalem Aufwand an elektrischer Energie eine reaktionsschnelle Verkippung der Flugkörpernase erzielt werden kann.It is particularly advantageous if the respective electromagnet has a core concentrating the field lines of the magnet and if an element made of a magnetizable metal is provided on the side of the missile nose or the body opposite the core. The provision of such a core, for example, an iron core, allows the application of a high magnetic force, so that with minimal effort of electrical energy rapid reaction tilting of the nose of the missile can be achieved.

In einer alternativen Ausführungsform weist der jeweilige Elektromagnet eine Spule auf, in die ein mit einer Betätigungsstange gekoppelter Tauchkörper eintaucht, wobei die Betätigungsstange an der dem Elektromagneten gegenübergelegenen Seite der Flugkörpernase beziehungsweise des Korpus' angelenkt ist. Im Gegensatz zur vorher beschriebenen Ausführungsform, bei der die Magnetkraft den Abstand zwischen Korpus und Flugkörpernase überwinden muss, wird dieser Abstand bei dieser Ausführungsform von der Betätigungsstange überwunden und die Magnetkraft wirkt ausschließlich im Inneren des Elektromagneten auf den Tauchkörper. Diese Variante besitzt den Vorteil, dass keine zusätzlichen Verdrehmechanismen vorgesehen werden müssen, die ein Verdrehen der Flugkörpernase relativ zum Korpus um die Flugkörperlängsachse verhindern. Es ist auch möglich, beide Varianten der Elektromagnete, nämlich Elektromagnete mit einem die Feldlinien des Magneten konzentrierenden Kern und Elektromagnete mit Tauchkörper gemeinsam in einem erfindungsgemäßen lenkbaren Flugkörper zu verwenden.In an alternative embodiment, the respective electromagnet has a coil into which a submersible body coupled to an actuating rod is inserted, the actuating rod being articulated on the side of the missile nose or of the body opposite the electromagnet. In contrast to the previously described embodiment in which the magnetic force has to overcome the distance between the body and the nose of the missile, this distance is overcome in this embodiment of the actuating rod and the magnetic force acts exclusively in the interior of the electromagnet on the immersion body. This variant has the advantage that no additional twisting mechanisms have to be provided which prevent twisting of the nose of the missile relative to the body about the missile longitudinal axis. It is also possible to use both variants of the electromagnets, namely electromagnets with a core concentrating the field lines of the magnet and electromagnets with immersion body together in a steerable missile according to the invention.

Besonders vorteilhaft ist es auch, wenn die Flugkörpernase mit in Längsrichtung verlaufenden und sich radial erstreckenden flossenartigen Rippen versehen ist. Durch das Vorsehen derartiger flossenartiger Rippen erhält die Flugkörpernase aerodynamische Steuerflächen, die eine von einem Elektromagneten als Aktuator eingeleitete Verkippung der Flugkörpernase durch das Angreifen aerodynamischer Kräfte an den Rippen verstärken können.It is also particularly advantageous if the missile nose is provided with longitudinally extending and radially extending fin-like ribs. By providing such fin-like ribs, the missile nose receives aerodynamic control surfaces that can enhance tilting of the missile nose initiated by an electromagnet as an actuator by attacking aerodynamic forces on the ribs.

Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.Preferred embodiments of the invention with additional design details and other advantages are described and explained in more detail below with reference to the accompanying drawings.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Es zeigt:It shows:

1 eine erste Variante eines erfindungsgemäßen lenkbaren Flugkörpers im ungesteuerten Flug; 1 a first variant of a steerable missile according to the invention in uncontrolled flight;

2 einen Querschnitt durch den Flugkörper aus 1 entlang der Linie II-II in 1; 2 a cross section through the missile 1 along the line II-II in 1 ;

3 den Flugkörper aus 1 in der Stellung für einen Kurvenflug; 3 the missile off 1 in the position for a turn flight;

4 eine zweite Variante eines erfindungsgemäßen lenkbaren Flugkörpers; 4 a second variant of a steerable missile according to the invention;

5 eine Abwandlung der zweiten Variante aus 4; 5 a modification of the second variant 4 ;

6 eine perspektivische Ansicht der zweiten Variante des erfindungsgemäßen lenkbaren Flugkörpers; 6 a perspective view of the second variant of the steerable missile according to the invention;

7 eine dritte Variante des erfindungsgemäßen Flugkörpers; 7 a third variant of the missile according to the invention;

8 eine vierte Variante des erfindungsgemäßen Flugkörpers; 8th a fourth variant of the missile according to the invention;

8A den Ausschnitt A aus 8 bei einer Kurvenflug-Stellung des Flugkörpers aus 8; 8A the section A from 8th at a turn position of the missile off 8th ;

9 eine fünfte Variante des erfindungsgemäßen Flugkörpers und 9 a fifth variant of the missile according to the invention and

10A bis 10C drei schematische vektorielle Darstellungen der Steuerung eines erfindungsgemäßen Flugkörpers. 10A to 10C three schematic vectorial representations of the control of a missile according to the invention.

DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELENPRESENTATION OF PREFERRED EMBODIMENTS

In 1 ist ein erfindungsgemäßer lenkbarer Flugkörper in einer ersten Ausführungsform gezeigt. Dieser Flugkörper ist als aus einem rohrförmigen Werfer verschießbare lenkbare Granate ausgebildet. Der Flugkörper weist einen im wesentlichen rohrförmigen Korpus 1 sowie eine am Korpus 1 kippbewegbar angebrachte Flugkörpernase 2 auf. Der Korpus 1 verjüngt sich zu seinem von der Flugkörpernase 2 abgewandten Ende hin und weist dort einen rohrförmigen Heckabschnitt 10 auf, von dem sich Flossen 12 eines Stabilisierungsleitwerks in Radialrichtung zur Flugkörperlängsachse X erstrecken. Der rohrförmige Heckabschnitt ist als Gasleitrohr für die Abgase eines im Korpus 1 untergebrachten Raketenmotors (nicht gezeigt) ausgebildet und weist an seinem rückwärtigen Ende eine Lavaldüse 11 als Austrittsdüse auf.In 1 an inventive steerable missile is shown in a first embodiment. This missile is designed as a steerable grenade which can be fired from a tubular launcher. The missile has a substantially tubular body 1 and one on the body 1 tiltable mounted nose of the missile 2 on. The body 1 tapers to its from the nose of the missile 2 facing away from there and has a tubular rear section 10 on, from which flippers 12 a Stabilisierungsleitwerks in the radial direction to the missile longitudinal axis X extend. The tubular rear section is as Gasleitrohr for the exhaust gases in the body 1 housed rocket motor (not shown) formed and has at its rear end a Laval nozzle 11 as outlet nozzle.

Die der Flugkörpernase 2 zugewandte Stirnseite 14 des Korpus' 1 ist zur Mitte hin kegelförmig vertieft ausgebildet, sodass der Umfangsrand der vorderen Stirnfläche 14 weiter nach vorne, zur Flugkörpernase 2 hin, vorsteht als das Zentrum der Stirnfläche 14 im Bereich der Längsachse X.The missile nose 2 facing end face 14 of the corpus' 1 is conically formed recessed towards the center, so that the peripheral edge of the front end face 14 further forward, to the nose of the missile 2 out, protruding as the center of the face 14 in the region of the longitudinal axis X.

Im Korpus 1 sind im Bereich der Stirnfläche 14 vier Elektromagnete 30, 32, 34, 36 einer Aktuatoranordnung 3 gleichmäßig um die Längsachse X herum angeordnet, wie in 2 zu sehen ist. Jeder der Elektromagnete 30, 32, 34, 36 weist einen Eisenkern als einen die Feldlinien des Magneten konzentrierenden Kern 30', 32', 34', 36' auf, der jeweils von einer Spule 30'', 32'', 34'', 36'' umgeben ist und in die Stirnfläche 14 mündet.In the body 1 are in the area of the face 14 four electromagnets 30 . 32 . 34 . 36 an actuator assembly 3 evenly arranged around the longitudinal axis X, as in 2 you can see. Each of the electromagnets 30 . 32 . 34 . 36 has an iron core as a core concentrating the field lines of the magnet 30 ' . 32 ' . 34 ' . 36 ' on, each from a coil 30 '' . 32 '' . 34 '' . 36 '' is surrounded and in the face 14 empties.

Die im Beispiel der 2 gezeigten vier Elektromagneten 30, 32, 34, 36 sind so um die Längsachse X des Flugkörpers herum angeordnet, dass die Wirkrichtungen zweier bezüglich der Längsachse X einander gegenüber gelegener Elektromagnete 30, 34; 32, 36 in zwei rechtwinklig zueinander stehenden Wirkrichtungsebenen W1 und W2 liegen, die einander in der Längsachse X des Flugkörpers schneiden.In the example of the 2 shown four electromagnets 30 . 32 . 34 . 36 are arranged around the longitudinal axis X of the missile around, that the effective directions of two with respect to the longitudinal axis X of opposite electromagnets 30 . 34 ; 32 . 36 lie in two mutually perpendicular effective direction planes W1 and W2, which intersect each other in the longitudinal axis X of the missile.

Im Zentrum der vorderen Stirnfläche 14 ist ein in Richtung der Längsachse X aus der Stirnfläche 14 hervorstehender Lagerzapfen 4 angebracht, der an seinem von der Stirnfläche 14 abgewandten Ende mit einem Kugelkopf 40 versehen ist. Der Lagerzapfen weist einen mit dem Kugelkopf 40 verbundenen Schaft 42 auf, der sich in Richtung der Längsachse X erstreckt und in einer zentralen Axialbohrung, die in der Stirnfläche 14 des Korpus' 1 ausgebildet ist, befestigt ist.In the center of the front face 14 is one in the direction of the longitudinal axis X from the end face 14 protruding bearing pin 4 attached to the front of his face 14 opposite end with a ball head 40 is provided. The journal has one with the ball head 40 connected shaft 42 on, which extends in the direction of the longitudinal axis X and in a central axial bore, in the end face 14 of the corpus' 1 is formed, is attached.

Auf dem Kugelkopf 40 des Lagerzapfens 4 ist die Flugkörpernase 2 derart gelenkig gelagert, dass sich die Flugkörpernase 2 um den Kugelkopf 40 herum in alle Richtungen quer zur Längsachse X kippen lässt.On the ball head 40 of the journal 4 is the nose of the missile 2 so articulated that the nose of the missile 2 around the ball head 40 can tilt around in all directions transverse to the longitudinal axis X.

Zur Aufnahme des Lagerzapfens 4 ist die Flugkörpernase 2 an ihrer dem Korpus 1 zugewandten rückwärtigen Stirnfläche 20 mit einer sich nach innen verjüngenden Ausnehmung 22 versehen, die im Inneren der Flugkörpernase 2 in einen kugelförmigen Hohlraum 24 mündet, der den Kugelkopf 40 des Lagerzapfens 4 aufnimmt. Der kleinste Durchmesser der Ausnehmung 22 befindet sich dort, wo die Ausnehmung 22 in den kugelförmigen Hohlraum 24 übergeht und besitzt einen Durchmesser, der kleiner ist als der Durchmesser des Kugelkopfs 40, sodass die Flugkörpernase 2 mittels des Lagerzapfens 4 am Korpus 1 bis auf die erwähnte Kippbarkeit fixiert ist.For receiving the journal 4 is the nose of the missile 2 at her the corpus 1 facing rear end face 20 with an inwardly tapering recess 22 provided inside the nose of the missile 2 in a spherical cavity 24 opens, the ball head 40 of the journal 4 receives. The smallest diameter of the recess 22 is located where the recess 22 in the spherical cavity 24 passes over and has a diameter which is smaller than the diameter of the ball head 40 so the missile nose 2 by means of the journal 4 on the body 1 is fixed to the mentioned tiltability.

In der rückwärtigen Stirnfläche 20 der Flugkörpernase 2 sind, den Eisenkernen 30', 32', 34', 36' der Elektromagnete 30, 32, 34, 36 gegenüber gelegen, Elemente 38, 38' aus einem magnetisierbaren Material, beispielsweise Eisenplättchen, in eine entsprechende Vertiefung der rückwärtigen Stirnfläche 20 eingesetzt.In the rear end face 20 the missile nose 2 are, the iron cores 30 ' . 32 ' . 34 ' . 36 ' the electromagnets 30 . 32 . 34 . 36 located opposite, elements 38 . 38 ' from a magnetizable material, such as iron platelets, in a corresponding recess of the rear end face 20 used.

Spiralförmige Druckfedern 39, 39' sind zwischen dem Außenumfang des Schaftes 42 des Lagerzapfens 4 und der Wandung der Ausnehmung 22 in der Flugkörpernase 2 eingesetzt. Diese Druckfedern 39, 39' dienen einerseits dazu, die Flugkörpernase 2 in ihre in 1 dargestellte, nicht ausgelenkte Position vorzuspannen, und andererseits verhindern die Federn 39, 39' eine Rotation der Flugkörpernase 2 um die Längsachse X. Die Erfindung ist nicht auf spiralförmige Druckfedern beschränkt; auch andere geeignete Federn, zum Beispiel Blattfedern, können verwendet werden.Spiral pressure springs 39 . 39 ' are between the outer circumference of the shaft 42 of the journal 4 and the wall of the recess 22 in the nose of the missile 2 used. These springs 39 . 39 ' On the one hand serve, the nose of the missile 2 in her in 1 shown biased, undeflected position, and on the other hand prevent the springs 39 . 39 ' a rotation of the nose of the missile 2 about the longitudinal axis X. The invention is not limited to helical compression springs; Other suitable springs, for example leaf springs, may be used.

Die Arbeitsweise des in 1 gezeigten erfindungsgemäßem lenkbaren Flugkörpers wird nun anhand der 3 erläutert.The operation of the in 1 shown inventive steerable missile is now based on the 3 explained.

Durch Anlegen einer elektrischen Spannung an einen oder mehrere der Elektromagnete 30, 32, 34, 36 kann die Flugkörpernase 2 um den Kugelkopf 40 zur Seite geneigt werden, so dass die Achse X' der Flugkörpernase 2 in einem Winkel α zur Achse X des Flugkörpers steht. Durch diese Auslenkung der Flugkörpernase 2 um den Winkel α werden von der parallel zur Achse X auf den Flugkörper auftreffenden Luftströmung asymmetrische Kräfte auf die Flugkörpernase 2 aufgebracht, die dazu führen, dass der Flugkörper eine Kurve zu der Seite fliegt, zu der die Flugkörpernase 2 ausgelenkt ist. In 3 ist am Beispiel einer Aktivierung der Spule 34'' des Elektromagneten 34 eine derartige Verschwenkung der Flugkörpernase 2 dargestellt. Der Pfeil A symbolisiert die Versorgung der Spule 34'' mit elektrischer Energie. Die durch den in der Spule 34'' fließenden Strom erzeugten magnetischen Feldlinien werden durch den Kern 34' konzentriert und aufgrund der dadurch entstehenden magnetischen Anzugskraft wird das dem magnetischen Kern 34' gegenüber gelegene Element 38' aus magnetisierbarem Material, welches fest in der Flugkörpernase 2 angebracht ist, angezogen, woraufhin sich die Flugkörpernase 2 sich um den Winkel α gegen die Kraft der Druckfeder 39' nach rechts neigt, so dass der Flugkörper daraufhin eine Rechtskurve fliegt. Wird der elektrische Stromfluss zur Spule 34'' unterbrochen, so wird der magnetische Fluss im Kern 34' unterbrochen und die Flugkörpernase schwenkt aufgrund der Kraft der Feder 39' zurück in die in 1 gezeigte Ausgangsposition. By applying an electrical voltage to one or more of the electromagnets 30 . 32 . 34 . 36 can the nose of the missile 2 around the ball head 40 be tilted to the side, so that the axis X 'of the nose of the missile 2 is at an angle α to the axis X of the missile. By this deflection of the nose of the missile 2 By the angle α are asymmetrical forces on the missile nose from the incident parallel to the axis X on the missile air flow asymmetric forces 2 applied, which cause the missile to fly a curve to the side to which the nose of the missile 2 is distracted. In 3 is the example of an activation of the coil 34 '' of the electromagnet 34 such a pivoting of the nose of the missile 2 shown. The arrow A symbolizes the supply of the coil 34 '' with electrical energy. The by the in the coil 34 '' flowing electricity generated magnetic field lines are through the core 34 ' concentrated and due to the resulting magnetic tightening force becomes the magnetic core 34 ' opposite element 38 ' made of magnetizable material, which is firmly in the nose of the missile 2 is attached, attracted, whereupon the nose of the missile 2 to the angle α against the force of the compression spring 39 ' tilts to the right so that the missile then flies a right turn. Will the electrical current flow to the coil 34 '' interrupted, so the magnetic flux in the core 34 ' interrupted and the nose of the missile pivots due to the force of the spring 39 ' back to the in 1 shown starting position.

4 zeigt eine abgewandelte Ausführungsform des in den 1 bis 3 dargestellten erfindungsgemäßen Flugkörpers. Auch bei dieser abgewandelten Ausführungsform ist die Flugkörpernase 102 auf dem Kugelkopf 140 des wie im ersten Ausführungsbeispiel ausgebildeten Lagerzapfens 104 allseits kippbar gelagert. 4 shows a modified embodiment of the in the 1 to 3 illustrated missile according to the invention. Also in this modified embodiment is the nose of the missile 102 on the ball head 140 of the trained as in the first embodiment trunnion 104 tiltable on all sides.

Im Korpus 101 sind auf dieselbe Weise wie im ersten Ausführungsbeispiel vier Elektromagneten vorgesehen, von denen in 4 jedoch nur zwei Elektromagneten 130, 134 gezeigt sind. Diese Elektromagneten 130, 134 sind im Gegensatz zum ersten Ausführungsbeispiel nicht mit einem Eisenkern versehen, sondern mit einer Tauchspule 130'', 134'' ausgebildet, in welche ein Tauchkörper 130', 134' durch die bei Anlegen einer Spannung an die zugeordnete Spule 130'', 134'' von der Spule 130'', 134'' erzeugte magnetische Kraft in Richtung des Pfeils B1 beziehungsweise B2 hineinbewegbar ist.In the body 101 are provided in the same manner as in the first embodiment, four electromagnets, of which in 4 but only two electromagnets 130 . 134 are shown. These electromagnets 130 . 134 are not provided in contrast to the first embodiment with an iron core, but with a plunger coil 130 '' . 134 '' formed, in which a submersible body 130 ' . 134 ' by applying a voltage to the associated coil 130 '' . 134 '' from the coil 130 '' . 134 '' generated magnetic force in the direction of arrow B1 or B2 is hineinbewegbar.

Der Tauchkörper 130', 134' ist mit einer Betätigungsstange 131, 135 versehen, die sich vom aus der Spule 130'', 134'' herausstehenden Ende des Tauchkörpers 130', 134' in Richtung auf die Flugkörpernase 102 erstreckt und aus der vorderen Stirnfläche 114 heraustritt. Das freie Ende der jeweiligen Betätigungsstange 131, 135 ist in einer zugeordneten Ausnehmung 121, 125 in der rückwärtigen Stirnfläche 120 der Flugkörpernase 102 gelenkig gelagert.The diving body 130 ' . 134 ' is with an operating rod 131 . 135 provided, which from the coil 130 '' . 134 '' protruding end of the submersible 130 ' . 134 ' towards the nose of the missile 102 extends and from the front end face 114 emerges. The free end of the respective actuating rod 131 . 135 is in an associated recess 121 . 125 in the rearward face 120 the missile nose 102 articulated.

Durch Aktivieren einer der Spulen 130'', 134'' (oder einer der nicht gezeigten, dazu orthogonalen Spulen) kann die Flugkörpernase 102 mittels des in die Tauchspule 130'' beziehungsweise 134'' eintretenden Tauchkörpers 130', 134' auf die gleiche Weise wie im ersten Ausführungsbeispiel gekippt werden. Das Zurückschwenken der gekippten Flugkörpernase 102 in die in 4 gezeigte Ausgangsposition erfolgt durch Aktivieren der jeweils gegenüber gelegenen Tauchspule 134'' beziehungsweise 130''. Daher werden keine Druckfedern wie im ersten Ausführungsbeispiel benötigt. Die Betätigungsstangen 131, 135 verhindern außerdem eine Rotation der Flugkörpernase 102 um die Flugkörperlängsachse X.By activating one of the coils 130 '' . 134 '' (or one of the not shown, orthogonal coils), the nose of the missile 102 by means of the immersion coil 130 '' respectively 134 '' entering immersion body 130 ' . 134 ' be tilted in the same manner as in the first embodiment. Swinging back the tilted missile nose 102 in the in 4 shown starting position is done by activating the respective opposite immersion coil 134 '' respectively 130. ' , Therefore, no compression springs are needed as in the first embodiment. The actuating rods 131 . 135 also prevent rotation of the nose of the missile 102 around the missile longitudinal axis X.

Im Beispiel der 4 ist die Flugkörpernase außerdem mit vier um die Achse X' der Flugkörpernase herum angeordneten flossenartigen Rippen 126, 127, 128, 129 versehen, die um die Längsachse X' der Flugkörpernase 102 herum in einem Winkel von jeweils 90° gleichmäßig voneinander beabstandet angeordnet sind, wie in 6 zu erkennen ist.In the example of 4 the missile nose is also with four fin-like ribs arranged around the axis X 'of the nose of the missile 126 . 127 . 128 . 129 provided around the longitudinal axis X 'of the nose of the missile 102 are arranged at an angle of 90 ° equally spaced from each other, as in 6 can be seen.

In 6 ist außerdem zu erkennen, dass der Heckabschnitt des Flugkörpers dieses Ausführungsbeispiels in der gleichen Weise mit Flossen 112 versehen ist, wie im ersten Ausführungsbeispiel. Der Aufbau des Heckabschnitts des in 4 gezeigten Flugkörpers entspricht somit dem in Verbindung mit dem ersten Ausführungsbeispiel beschriebenen Heckabschnitt des Flugkörpers.In 6 It can also be seen that the tail section of the missile of this embodiment has fins in the same manner 112 is provided, as in the first embodiment. The construction of the rear section of the in 4 shown missile thus corresponds to the described in connection with the first embodiment, the rear portion of the missile.

5 zeigt eine abgewandelte Ausführungsform des in 4 gezeigten Beispiels. Der Korpus 201 und die Flugkörpernase 202 sind in gleicher Weise aufgebaut, wie im Beispiel der 4. Auch die Betätigung der Flugkörpernase 202 erfolgt nach demselben Prinzip wie im Ausführungsbeispiel der 4 mit Tauchspulen und Tauchkörpern, die über Betätigungsstangen an der Flugkörpernase 202 angelenkt sind. Es ist jedoch im Ausführungsbeispiel der 5 für jede der Wirkrichtungsebenen W1, W2 nur eine einzige Betätigungseinheit vorgesehen, von denen hier nur die in der Wirkrichtungsebene W1 gelegene Betätigungseinheit 203 dargestellt ist. Die in der senkrecht dazu verlaufenden Wirkrichtungsebene W2 gelegene (nicht gezeigte) Betätigungseinheit ist in derselben Weise ausgestaltet. 5 shows a modified embodiment of the in 4 shown example. The body 201 and the nose of the missile 202 are constructed in the same way as in the example of 4 , Also the operation of the nose of the missile 202 takes place according to the same principle as in the embodiment of 4 with dive bobbins and diving bodies, which have actuating rods on the nose of the nose 202 are articulated. However, it is in the embodiment of 5 only one single actuating unit is provided for each of the effective direction planes W1, W2, of which only the actuating unit located in the effective direction plane W1 203 is shown. The operating unit (not shown) located in the direction of effective plane W2 running perpendicular thereto is designed in the same way.

Die Betätigungseinheit 203 weist zwei parallel zur Flugkörperachse X hintereinander gelegene Spulen 230, 234 auf, die entgegengesetzte magnetische Kräfte erzeugen können. Ein Tauchkörper 233 ist im in 5 gezeigten Geradeausflugzustand des Flugkörpers mittig zwischen den beiden Tauchspulen 230, 234 angeordnet und über eine Betätigungsstange 235, die gelenkig in der Flugkörpernase 202 gelagert ist, mit dieser verbunden.The operating unit 203 has two parallel to the missile axis X successively located coils 230 . 234 which can produce opposite magnetic forces. A diving body 233 is in the 5 shown straight-flight state of the missile in the middle between the two plunger coils 230 . 234 arranged and over one actuating rod 235 that are articulated in the nose of the missile 202 is stored, connected to this.

Durch Aktivierung entweder der oberen Tauchspule 230 oder der unteren Tauchspule 234 kann der Tauchkörper 233 entweder in die obere Spule 230 oder in die untere Spule 234 gezogen werden, wie durch den Doppelpfeil C veranschaulicht ist. Die Betätigungsstange 235 wird somit entweder nach oben oder nach unten geschoben, so dass die Flugkörpernase 202 entweder nach links oder nach rechts aus der in 5 gezeigten Darstellung ausgelenkt wird. Eine Rückkehr aus der ausgelenkten Position erfolgt durch Aktivierung beider Spulen 230, 234, wodurch der Tauchkörper 233 wieder in seine Mittellage gebracht wird.By activating either the upper plunger coil 230 or the lower plunger coil 234 can the diving body 233 either in the upper coil 230 or in the lower coil 234 are drawn as illustrated by the double arrow C. The operating rod 235 is thus pushed either up or down, so that the nose of the missile 202 either to the left or to the right from the in 5 shown representation is deflected. A return from the deflected position occurs by activating both coils 230 . 234 , causing the immersion body 233 is brought back to its middle position.

Die Flugkörpernase 202 des in 5 dargestellten Ausführungsbeispiels ist in derselben Weise aufgebaut wie die Flugkörpernase in 4, insbesondere mit den in 6 dargestellten flossenartigen Rippen versehen. Grundsätzlich kann aber sowohl die Ausführungsform der 4, als auch die Ausführungsform der 5 mit der im ersten Ausführungsbeispiel gezeigten Flugkörpernase ohne Rippen ausgestattet sein. Zudem kann auch die im ersten Ausführungsbeispiel der 1 bis 3 gezeigte Flugkörpernase mit den in den Ausführungsbeispielen der 4 bis 6 gezeigten Rippen versehen sein.The missile nose 202 of in 5 illustrated embodiment is constructed in the same way as the nose of the missile in 4 , especially with the in 6 provided fin-like ribs provided. Basically, however, both the embodiment of the 4 , as well as the embodiment of 5 be equipped with the missile nose shown in the first embodiment without ribs. In addition, in the first embodiment of the 1 to 3 shown missile nose with in the embodiments of the 4 to 6 be shown ribs provided.

In den 7 bis 9 ist eine weitere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugkörpers dargestellt, die sich grundsätzlich von den Ausführungsformen der 1 bis 6 unterscheidet. Bei den Ausführungsformen gemäß der 7 bis 9 sind die Elektromagnete nicht im Korpus, sondern in der Flugkörpernase angeordnet. Um die in der Flugkörpernase angeordneten Elektromagnete mit elektrischer Spannung zu versorgen, ist der jeweilige Lagerzapfen für die Flugkörpernase mit einer zentralen Axialbohrung versehen, durch die die elektrischen Versorgungsleitungen für die Elektromagnete bis in die Flugkörpernase hindurchgeführt sind. In den Beispielen der 7 bis 9 sind wie im Beispiel der 1 bis 4 jeweils zwei Elektromagneten in einer der Wirkrichtungsebenen W1, W2 vorgesehen, wobei die Elektromagneten jeder Wirkrichtungsebene bezüglich der Flugkörperlängsachse einander gegenüber gelegen sind. Es ist aber grundsätzlich auch möglich, einen analog dem Beispiel der 5 ausgebildeten, doppelt wirkenden Elektromagneten auf jeweils einer Seite pro Wirkrichtungsebene in der Flugkörpernase vorzusehen.In the 7 to 9 a further embodiment of the missile according to the invention is shown, which in principle of the embodiments of the 1 to 6 different. In the embodiments according to the 7 to 9 the electromagnets are not arranged in the body, but in the nose of the missile. In order to supply the arranged in the nose of the missile electromagnets with electrical voltage, the respective bearing pin for the nose of the missile is provided with a central axial bore through which the electrical supply lines for the electromagnets are passed into the nose of the missile. In the examples of 7 to 9 are like in the example of 1 to 4 in each case two electromagnets are provided in one of the effective direction planes W1, W2, the electromagnets of each effective direction plane being located opposite one another with respect to the longitudinal axis of the missile. But it is also possible in principle, analogous to the example of 5 trained to provide double-acting electromagnet on one side per effective direction level in the nose of the missile.

7 zeigt eine Ausführungsform, bei der die in der Flugkörpernase 302 vorgesehenen Elektromagnete, von denen hier nur die in der Wirkrichtungsebene W1 gelegenen Elektromagnete 330, 334 dargestellt sind, eine Spule 330'', 334'' und einen die magnetischen Feldlinien konzentrierenden Kern 330', 334', beispielsweise einem Eisenkern, aufweisen. 7 shows an embodiment in which the in the nose of the missile 302 provided electromagnets, of which only the electromagnets located in the effective direction plane W1 330 . 334 are shown, a coil 330 '' . 334 '' and a core concentrating the magnetic field lines 330 ' . 334 ' , For example, an iron core, have.

Die jeweiligen Elektromagneten 330, 334 sind derart in der Flugkörpernase 302 angeordnet, dass ihr Kern 330', 334' in die Oberfläche der Ausnehmung 322 im Inneren der Flugkörpernase 302 mündet oder geringfügig aus dieser Oberfläche hervorsteht. Dem jeweiligen Elektromagneten 330, 334 gegenüber gelegen ist jeweils ein Bereich des Lagerzapfens 304, welcher mit einem Element 338, 338' aus einem magnetisierbaren Material, beispielsweise einem Eisenplättchen, versehen ist. Alternativ kann auch der Lagerzapfen 304 aus einem solchen Material bestehen, so dass es der Elemente 338, 338' nicht bedarf.The respective electromagnets 330 . 334 are so in the nose of the missile 302 arranged that her core 330 ' . 334 ' in the surface of the recess 322 inside the nose of the missile 302 opens or slightly protrudes from this surface. The respective electromagnet 330 . 334 opposite is in each case an area of the journal 304 , which with an element 338 . 338 ' from a magnetizable material, such as an iron plate is provided. Alternatively, also the journal 304 Made of such a material, so that it's the elements 338 . 338 ' not needed.

Zwischen der Wand der Ausnehmung 322 und dem Lagerzapfen 304 sind wie im Beispiel der 1 in jeder der Wirkrichtungsebenen W1 und W2 beiderseits der Flugkörperlängsachse X zwei Druckfedern 339, 339' vorgesehen, die die Flugkörpernase 302 in der in 7 gezeigten Geradeausflugposition halten und die bei Aktivierung eines der Elektromagneten 330, 334 eine Rückstellkraft aufbauen, welche die Flugkörpernase 302 nach der Deaktivierung der Elektromagnete 330, 334 wieder in die Ausgangsposition zurückführen.Between the wall of the recess 322 and the journal 304 are like in the example of 1 in each of the effective direction planes W1 and W2 on both sides of the missile longitudinal axis X two compression springs 339 . 339 ' provided the nose of the missile 302 in the in 7 hold the straight-ahead position shown and when activating one of the electromagnets 330 . 334 build up a restoring force which the nose of the missile 302 after deactivation of the electromagnets 330 . 334 return to the starting position.

Die Flugkörpernase 302 ist wie im Beispiel der 1 bis 4 auf einem Kugelkopf 340 am oberen Ende des Lagerzapfens 304 schwenkbar gelagert. Zur Durchführung der elektrischen Zuleitungen aus dem Korpus 301 zu den in der Flugkörpernase 302 gelegenen Elektromagneten ist der Lagerzapfen 304 mit einer durchgehenden Axialbohrung 342 versehen.The missile nose 302 is like in the example of 1 to 4 on a ball head 340 at the upper end of the journal 304 pivoted. For carrying the electrical leads from the body 301 to those in the nose of the missile 302 located electromagnet is the bearing pin 304 with a continuous axial bore 342 Mistake.

Des Weiteren ist ein gekrümmter Führungsstift 344 vorgesehen, der mit dem Lagerzapfen 304 fest verbunden ist und sich seitlich gekrümmt aus diesem heraus erstreckt. Der Krümmungsmittelpunkt des Führungsstifts 344 liegt in der Mitte des Kugelkopfes 340. Der gekrümmte Führungsstift 344 greift in eine angepasst gekrümmte Kulissenausnehmung 321 in der Flugkörpernase 302 ein, welche in der Innenwand der Ausnehmung 322 der rückwärtigen Fläche 320 der Flugkörpernase 302 vorgesehen ist. Der gekrümmte Führungsstift 344 und die angepasst gekrümmte Ausnehmung 321 bilden eine Verdrehsicherung, die verhindert, dass sich die Flugkörpernase 302 um die Flugkörperlängsachse X dreht.There is also a curved guide pin 344 provided with the journal 304 is firmly connected and extends laterally curved out of this. The center of curvature of the guide pin 344 lies in the middle of the ball head 340 , The curved guide pin 344 engages in a suitably curved Kulissenausnehmung 321 in the nose of the missile 302 one, which in the inner wall of the recess 322 the rear surface 320 the missile nose 302 is provided. The curved guide pin 344 and the adapted curved recess 321 form an anti-rotation, which prevents the nose of the missile 302 about the missile longitudinal axis X rotates.

Die Ausführungsform nach 8 entspricht bezüglich des Aufbaus und der Anordnung der Elektromagnete 330, 334 dem Ausführungsbeispiel der 7, so dass diesbezüglich auf die Beschreibung zu 7 Bezug genommen wird. Es fehlen im Ausführungsbeispiel der 8 lediglich die Druckfedern 339, 339' sowie der Führungsstift 344 mit der zugeordneten Ausnehmung 321. Stattdessen sind in der Ausführungsform der 8 einer jeden Wirkrichtungsebene W1, W2 zugeordnet auf zwei bezüglich der Flugkörperlängsachse X voneinander abgewandten Seiten zwei elastische Pufferkörper 316, 318 vorgesehen, die in jeweils eine Ausnehmung 317, 319 in der vorderen Stirnfläche 314 des Korpus' 301 eingesetzt sind. Die Pufferkörper 316, 318 stehen aus der vorderen Stirnfläche 314 des Korpus' 301 nach vorne hervor und greifen in eine zugeordnete Ausnehmung 326, 328 in der rückwärtigen Stirnfläche 320 der Flugkörpernase 302 ein.The embodiment according to 8th corresponds with respect to the structure and the arrangement of the electromagnets 330 . 334 the embodiment of the 7 , so in this regard to the description 7 Reference is made. It lacks in the embodiment of 8th only the compression springs 339 . 339 ' as well as the guide pin 344 with the associated recess 321 , Instead, in the embodiment of the 8th one of each effective direction plane W1, W2 assigned to two with respect to the missile longitudinal axis X facing away from each other two elastic buffer body 316 . 318 provided in each case a recess 317 . 319 in the front face 314 of the corpus' 301 are used. The buffer bodies 316 . 318 stand out of the front face 314 of the corpus' 301 project forward and engage in an associated recess 326 . 328 in the rearward face 320 the missile nose 302 one.

Wie in 8A zu sehen ist, wird bei einer Auslenkung der Flugkörpernase 302 der auf der Seite, zu der sich die Flugkörpernase 302 neigt, gelegene elastische Pufferkörper 318 komprimiert und baut durch diese elastische Verformung Rückstellkräfte auf, die nach Beendigung der Aktivierung des entsprechenden Elektromagneten 334 die Flugkörpernase 302 wieder in die in 8 gezeigte Ausgangsposition zurückführen.As in 8A is seen at a deflection of the nose of the missile 302 the on the side to which the nose of the missile 302 tends to be located elastic buffer bodies 318 compresses and builds up by this elastic deformation restoring forces, after completion of the activation of the corresponding electromagnet 334 the missile nose 302 back in the 8th return home position shown.

9 zeigt eine gegenüber den Ausführungsbeispielen der 7 und 8 abgewandelte Ausführungsform, bei welcher die Elektromagnete 430, 434 der Wirkungsebene W1 sowie die weiteren nicht gezeigten Elektromagnete in der Wirkrichtungsebene W2 genauso aufgebaut sind wie die Elektromagnete im Ausführungsbeispiel der 4. Jeder Elektromagnet 430, 434 ist dazu mit einer Tauchspule 430'', 434'' sowie einem in die Tauchspule 430'', 434'' eintauchenden Tauchkörper 430', 434' versehen. Jeder der Tauchkörper 430', 434' ist an seinem aus der zugeordneten Tauchspule 430'', 434'' herausragenden Ende mit einer Betätigungsstange 431, 435 versehen, die mit ihrem freien Ende im Lagerzapfen 404 gelagert ist. Die Funktionsweise der Elektromagneten 430, 434 entspricht der Funktionsweise im Beispiel der 4. 9 shows a comparison with the embodiments of the 7 and 8th modified embodiment in which the electromagnets 430 . 434 the action plane W1 and the other electromagnets, not shown, in the effective direction plane W2 are constructed in exactly the same way as the electromagnets in the exemplary embodiment of FIG 4 , Every electromagnet 430 . 434 is with a plunger 430 '' . 434 '' and one in the plunger coil 430 '' . 434 '' immersed immersion body 430 ' . 434 ' Mistake. Each of the diving bodies 430 ' . 434 ' is at his from the associated plunger coil 430 '' . 434 '' outstanding end with an operating rod 431 . 435 provided with their free end in the journal 404 is stored. The functioning of the electromagnet 430 . 434 corresponds to the operation in the example of 4 ,

In 9 ist zusätzlich eine alternative Anbindung der Flugkörpernase 402 an den im Korpus 401 verankerten Lagerzapfen 404 gezeigt. Diese Anbindung kann auch bei allen anderen bislang beschriebenen Varianten vorgehen sein. Genauso kann auch die Variante der 9 mit der in den anderen Ausführungsbeispielen gezeigten Kugelkopflagerung versehen sein.In 9 is additionally an alternative connection of the nose of the missile 402 to those in the corpus 401 anchored journal 404 shown. This connection can also be used in all other variants described so far. Similarly, the variant of the 9 be provided with the ball head bearing shown in the other embodiments.

Der Lagerzapfen 404 ist an seinem aus dem Korpus 401 hervorstehenden freien Ende mit einem elastischen, biegbaren Federstift 448 versehen, der aus dem freien Ende des Lagerzapfens 404 hervorsteht und in einer zugeordneten Bohrung 428 der Flugkörpernase 402 befestigt ist. Die Flugkörpernase 402 kann auf diese Weise um das im Zwischenraum zwischen der Flugkörpernase 402 und dem freien Ende des Lagerzapfens 404 vom Federstift 448 gebildete Gelenk allseitig gekippt werden, wie durch den Doppelpfeil D symbolisiert ist.The journal 404 is at his from the corpus 401 protruding free end with an elastic, bendable spring pin 448 provided from the free end of the journal 404 protrudes and in an associated hole 428 the missile nose 402 is attached. The missile nose 402 in this way can be done in the space between the nose of the missile 402 and the free end of the journal 404 from the spring pin 448 formed joint can be tilted on all sides, as symbolized by the double arrow D.

Bei den in den 7 bis 9 gezeigten Ausführungsbeispielen kann die Flugkörpernase 302, wie im Beispiel der 6 gezeigt, mit entsprechenden Rippen ausgebildet sein, um die durch die Auslenkung der Flugkörpernase bewirkten aerodynamischen Steuerkräfte zu verstärken.In the in the 7 to 9 The embodiments shown, the nose of the missile 302 as in the example of 6 shown to be formed with corresponding ribs to enhance the aerodynamic control forces caused by the deflection of the nose of the missile.

Alle angegebenen Ausführungsmöglichkeiten des erfindungsgemäßen Flugkörpers gestatten grundsätzlich eine technisch sehr einfache und damit kostengünstige Ausgestaltung sowohl der aerodynamischen Auftriebserzeugung zur Generierung der notwendigen Steuerkräfte als auch der einfachen und kostengünstigen Gestaltung der notwendigen Aktuatoren.All specified embodiments of the missile according to the invention basically allow a technically very simple and therefore cost-effective design of both the aerodynamic lift generation for generating the necessary control forces and the simple and inexpensive design of the necessary actuators.

Die aerodynamische Verstärkung der Steuerkräfte kann durch die Gestaltung der Flugkörpernase auf unterschiedliche Weise bewirkt werden. Die einfachste Ausführung ist die Bugnase in Form einer Ogive (wie in den Ausführungsbeispielen der 1 und 2 gezeigt), eines Paraboloids oder eines Kegels. Zur Auftriebsverstärkung können unterschiedlich groß ausgeprägte Rippen oder Flossen an der Flugkörpernase ausgebildet sein, wie es in den Beispielen der 4 bis 6 gezeigt ist.The aerodynamic amplification of the control forces can be effected by the design of the nose of the missile in different ways. The simplest version is the bow nose in the form of an ogive (as in the embodiments of the 1 and 2 shown), a paraboloid or a cone. In order to increase the lift, ribs or fins of different sizes may be formed on the nose of the missile, as shown in the examples of FIGS 4 to 6 is shown.

Die am Heck des Flugkörpers vorgesehenen Stabilisierungsflossen 12, 112, die bei allen Ausführungsbeispielen vorgesehen sein können, können auf unterschiedliche Art ausgestaltet sein. Die einfachste Ausführung besteht aus mindestens drei festen Flossen, deren radiale Erstreckung nicht über den radialen Außenumfang des Korpus' des Flugkörpers hinausgeht. Auf diese Weise bleibt der Flugkörper von seinen Außenumfangsabmessungen her aus einem Startrohr verschießbar. Eine alternative Möglichkeit sind ausklappbare Flossen mit deutlich größerer Spannweite und damit entsprechend höherer aerodynamischer Stabilisierungswirkung. Die Art der Flossen ist beliebig mit der Art der Ausgestaltung der Flugkörpernase kombinierbar.The provided at the rear of the missile stabilization fins 12 . 112 , which may be provided in all embodiments may be configured in different ways. The simplest design consists of at least three fixed fins whose radial extent does not exceed the radial outer circumference of the body of the missile. In this way, the missile remains from its outer circumference dimensions ago shootable from a launch tube. An alternative possibility are fold-out fins with a significantly larger span and thus correspondingly higher aerodynamic stabilization effect. The nature of the fins is arbitrarily combined with the type of embodiment of the nose of the missile.

Eine Besonderheit des erfindungsgemäßen Flugkörpers besteht darin, dass anstelle einer aufwendigen mechatronischen Aktuatorik zur Lenkung des Flugkörpers nur Aktuatoren in Form von Elektromagneten in unterschiedlichsten technischen Ausführungen in Verbindung mit einer beweglichen Flugkörpernase zum Einsatz kommen. Das funktionale Grundprinzip besteht somit darin, dass ein vorgegebener Winkelausschlag der aerodynamisch wirksamen Flugkörpernase ausschließlich durch die von einem oder mehreren Elektromagneten erzeugten Magnetfelder bewirkt wird. Der Winkelausschlag der Flugkörpernase ist beispielsweise diskret und nicht variierbar. Größere Abweichungen der Flugbahn des erfindungsgemäßen Flugkörpers von einer Sollflugbahn werden durch zeitlich länger anhaltende aerodynamische Steuerausschläge der Flugkörpernase kompensiert. Der Winkelausschlag der Flugkörpernase wird nach dem Abschalten eines auf einen entsprechenden Elektromagneten einwirkenden definierten Steuerkommandos entweder durch eine elastische Rückstellkraft aufgehoben oder durch ein neues Steuerkommando, zum Beispiel lateral dazu, initiiert.A special feature of the missile according to the invention is that instead of a complex mechatronic actuator for steering the missile only actuators in the form of electromagnets come in a variety of technical versions in conjunction with a movable nose of the missile. The functional basic principle is therefore that a predetermined angular deflection of the aerodynamically effective nose of the missile is exclusively caused by the magnetic fields generated by one or more electromagnets. For example, the angular excursion of the nose of the missile is discrete and can not be varied. Major deviations of the trajectory of the missile according to the invention of a nominal trajectory are compensated by longer-lasting aerodynamic control excursions of the missile nose. The angular deflection of the missile nose is either canceled by switching off a force acting on a corresponding electromagnet defined control command by an elastic restoring force or by a new control command, for example, laterally initiated.

Es bedarf zur Steuerung des erfindungsgemäßen Lenkflugkörpers somit keiner zusätzlichen Steuerflächen oder Ruder und keiner miniaturisierten Stellmotoren; es werden lediglich einfachste Elektromagnete benötigt.It requires to control the missile according to the invention thus no additional control surfaces or rudder and no miniaturized servomotors; only the simplest electromagnets are needed.

Die 10A bis 10C zeigen drei Beispiele der Steuerung des erfindungsgemäßen Flugkörpers, wobei die dünnen auf den stilisierten Umfang des Flugkörpers weisenden Pfeile a, b, c, d, symbolisch für die Beaufschlagung des jeweiligen Elektromagneten (zum Beispiel der Elektromagneten 30, 32, 34, 36) mit einer elektrischen Spannung stehen. Die Länge der dünnen Pfeile entspricht dabei der Höhe der angelegten elektrischen Spannung oder der zeitlichen Dauer der Aktivierung des zugeordneten Elektromagneten. Der breite konturiert dargestellte Pfeil Z gibt jeweils die aus der entsprechenden Aktivierung der Elektromagneten resultierende Richtungsänderung der Flugbahn des Flugkörpers an.The 10A to 10C show three examples of the control of the missile according to the invention, wherein the thin pointing on the stylized circumference of the missile arrows a, b, c, d, symbolically for the application of the respective electromagnet (for example, the electromagnet 30 . 32 . 34 . 36 ) with an electrical voltage. The length of the thin arrows corresponds to the height of the applied electrical voltage or the duration of the activation of the associated electromagnet. The broad contoured arrow Z indicates the directional change of the trajectory of the missile resulting from the corresponding activation of the electromagnets.

Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.Reference signs in the claims, the description and the drawings are only for the better understanding of the invention and are not intended to limit the scope.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: Korpuscorpus
22: FlugkörpernaseMissile nose
33: Aktuatoranordnungactuator
44: Lagerzapfenpivot
1111: LavaldüseLaval
1212: Flossefin
1414: Stirnflächeface
2020: Stirnflächeface
2222: Ausnehmungrecess
2424: Hohlraumcavity
30, 32, 34, 3630, 32, 34, 36: Elektromagnetelectromagnet
30', 32', 34', 36'30 ', 32', 34 ', 36': Eisenkerniron core
30'', 32'', 34'', 36''30 '', 32 '', 34 '', 36 '': SpuleKitchen sink
38, 38'38, 38 ': Elementelement
39, 39'39, 39 ': Federfeather
4040: Kugelkopfball head
4242: Schaftshaft
101101: Korpuscorpus
102102: FlugkörpernaseMissile nose
104104: Lagerzapfenpivot
112112: Flossenfins
114114: vordere Stirnflächefront face
120120: rückwärtige Stirnflächerearward face
121, 125121, 125: Ausnehmungrecess
126, 127, 128, 129126, 127, 128, 129: flossenartige Rippefin-like rib
130, 134130, 134: Elektromagnetelectromagnet
130', 134'130 ', 134': Tauchkörperimmersion
130'',130 '': 134'' Tauchspule 134 '' moving coil
131, 135131, 135: Betätigungsstangeactuating rod
140140: Kugelkopfball head
201201: Korpuscorpus
202202: FlugkörpernaseMissile nose
203203: Betätigungseinheitoperating unit
230, 234230, 234: Tauchspulemoving coil
233233: Tauchkörperimmersion
235235: Betätigungsstangeactuating rod
301301: Korpuscorpus
302302: FlugkörpernaseMissile nose
304304: Lagerzapfenpivot
314314: vordere Stirnflächefront face
316, 318316, 318: elastischer Pufferkörperelastic buffer body
317, 319317, 319: Ausnehmung in der vorderen Stirnfläche 314 Recess in the front end face 314
320320: rückwärtigen Fläche der Flugkörpernase 302 rear surface of the nose of the missile 302
321321: gekrümmte Kulissenausnehmungcurved sliding recess
322322: Ausnehmungrecess
326, 328326, 328: Ausnehmung in der rückwärtigen Stirnfläche 320 Recess in the rear end face 320
330, 334330, 334: Elektromagnetelectromagnet
330', 334'330 ', 334': Kerncore
330'', 334''330 '', 334 '': SpuleKitchen sink
338, 338'338, 338 ': Elementelement
339, 339'339, 339 ': Druckfedercompression spring
340340: Kugelkopfball head
342342: Axialbohrungaxial bore
344344: Führungselementguide element
401401: Korpuscorpus
402402: FlugkörpernaseMissile nose
404404: Lagerzapfenpivot
428428: Bohrungdrilling
430, 434430, 434: Elektromagnetelectromagnet
430', 434'430 ', 434': Tauchkörperimmersion
430'', 434''430 '', 434 '': Tauchspulemoving coil
431, 435431, 435: Betätigungsstangeactuating rod
448448: elastischer, biegbarer Federstiftelastic, flexible spring pin
W1, W2W1, W2: WirkrichtungsebenenDirection of action levels
XX: FlugkörperlängsachseMissile longitudinal axis
X'X ': Achse der FlugkörpernaseAxis of the missile nose

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

DE 102007007929 B3 [0003]

Claims

Steerable missile, in particular comprising a launcher of missile steerable missile missile, having a substantially tubular body ( 1 ; 101 ; 201 ; 301 ; 401 ) as well as a tiltable on the body ( 1 ; 101 ; 201 ; 301 ; 401 ) attached missile nose ( 2 ; 102 ; 202 ; 302 ; 402 ), whose inclination angle to the missile longitudinal axis (X) is variable by means of at least one actuator, characterized in that the actuator of an electromagnet ( 30 . 32 . 34 . 36 ; 130 . 134 ; 230 . 234 ; 330 . 334 ; 430 . 434 ) is formed.

Steerable missile according to claim 1, characterized in that the electromagnet ( 30 . 34 ; 330 . 334 ; 430 . 434 ) against the force of an associated elastic return element ( 39 . 39 '; 339 . 339 '; 316 . 318 ; 448 ), preferably a return spring acts.

Steerable missile according to claim 1 or 2, characterized in that two or three actuators designed as electromagnets are provided which are arranged with respect to the missile longitudinal axis (X) at an angle to each other, so that the effective directions of the electromagnets are each in a plane, wherein these Effective planes (W1, W2) at an angle to each other, in two electromagnets preferably at right angles and three electromagnets preferably at an angle of 120 ° to each other.

Steerable missile according to claim 1 or 2, characterized in that four electromagnets ( 30 . 32 . 34 . 36 ) trained actuators are provided, each one quadrant of the nose of the missile ( 2 ) assigned.

Steerable missile according to claim 4, characterized in that - the directions of action of two electromagnets ( 30 . 34 ; 32 . 36 ) of the four electromagnets lie in a common effective direction plane (W1, W2), that the two effective direction planes (W1, W2) lie at right angles to one another, and that the effective directions of the electromagnets (W1, W2) assigned to each effective direction plane (FIG. 30 . 34 ; 32 . 36 ) have an oppositely directed effective direction component.

Steerable missile according to one of the preceding claims, characterized in that the respective electromagnet ( 330 . 334 ; 430 . 434 ) in the nose of the missile ( 302 ; 402 ) is arranged.

Steerable missile according to one of claims 1 to 5, characterized in that the respective electromagnet ( 30 . 32 . 34 . 36 ; 130 . 134 ; 230 . 234 ) in the body ( 1 ; 101 ; 201 ) is arranged.

Steerable missile according to claim 6 or 7, characterized in that - the respective electromagnet ( 30 . 32 . 34 . 36 ; 330 . 334 ) a core concentrating the field lines of the magnet ( 30 ' . 32 ' . 34 ' . 36 '; 330 ' . 334 ' ) and - that on the core ( 30 ' . 32 ' . 34 ' . 36 '; 330 ' . 334 ' ) opposite side of the missile nose ( 2 ) or the corpus' ( 301 ) an element ( 38 . 38 '; 338 . 338 ' ) is provided of a magnetizable metal.

Steerable missile according to one of claims 6 to 8, characterized in that the respective electromagnet ( 130 . 134 ; 230 . 234 ; 430 . 434 ) a coil ( 130 '' . 134 ''; 230 '' . 234 ''; 430 '' . 434 '' ), in which a with an actuating rod ( 131 . 135 ; 235 ; 431 . 435 ) coupled immersion body ( 130 ' . 134 '; 233 ; 430 ' 434 ' ), wherein the actuating rod ( 131 . 135 ; 235 ; 431 . 435 ) at the electromagnet ( 130 . 134 ; 230 . 234 ; 430 . 434 ) opposite side of the missile nose ( 102 ; 202 ) or the corpus' ( 401 ) is articulated.

Steerable missile according to one of the preceding claims, characterized in that the missile nose ( 102 ) with longitudinally extending and radially extending fin-like fins ( 126 . 127 . 128 . 129 ) is provided.