DE1087004B - Von Raketen angetriebener Flugkoerper mit durch Druckfluessigkeit betaetigten Steuerorganen - Google Patents

Description

Die Erfindung befaßt sich mit von Raketen angetriebenen Plugkörpern, worunter auch Lenkgeschosse zu verstehen sind der Art, bei welcher der Flug der Richtung nach durch bewegliche Tragflächen oder entsprechende Organe gesteuert wird, die wiederum durch servogesteuerte Druckflüssigkeitsgeräte betätigt werden und wobei diese Geräte auf Signale ansprechen, die von einer entfernt gelegenen Station abgestrahlt und durch einen in dem Flugkörper angebrachten Radioapparat empfangen werden; Zweck der Erfindung ist es, die Zufuhr des Arbeitsdruckniediums zu den Motoren zu vereinfachen, von denen die Steuerorgane betätigt werden.

Gemäß der Erfindung wird bei einem Flugkörper der erwähnten Art der durch die Verbrennung der Raketenladung erzeugte Gasdruck auf die Druckflüssigkeit zur Betätigung der Steuerorgane übertragen.

Vorzugsweise läßt man den Gasdruck auf eine Membran oder einen Kolben wirken, die ihrerseits auf die Flüssigkeit des hydraulischen Rohrleitungssystems drücken, das zu den Steuerorganmotoren führt.

Eine Ausführungsform der Erfindung ist nachfolgend unter Bezugnahme auf die Zeichnungen erläutert; in den Zeichnungen zeigt

Fig. 1 einen Längsschnitt eines Geschosses, in dem die Erfindung verwirklicht ist,

Fig. 2 ein Schema der für die Druckzufuhr zu den Steuerorganmotoren sowie für deren Betätigung benutzten Geräte,

Fig. 3 einen Schnitt durch die gesondert gezeigte Membraneinheit.

Das in der Fig. 1 dargestellte Lenkgeschoß wird von einem Raketenmotor angetrieben, der in den rückwärtigen Zellen 10, 11 des Flugkörpers A untergebracht ist; das Geschoß wird während des Fluges durch zwei Tragflächenpaare getragen, von denen das eine gezeigt und mit BB bezeichnet ist. Die beiden Tragflächenpaare sind im rechten Winkel zueinander angeordnet; die Tragflächen sind während des Fluges beweglich, wobei ein Paar den Steigungsund Rollabweichungen und das andere den Gierabweichungen zugeordnet ist.

Jede Fläche B ist auf einem drehbaren Stummel 12 angeordnet, der in Lagern 13, 14 gehaltert ist und einen Momentenarm 15 aufweist, dessen freies Ende 151 zwischen den Kolben 16, 17 eines Motors angeordnet ist; der Motor besteht aus zwei gegeneinander angeordneten Zylindern 18, 19, die wahlweise über Leitungen 181, 191 mit den Auslaßöffnungen einer Dreiwegeventileinheit 20 verbunden sind. Das Ventil 20 wird von einem elektromagnetischen Kraftgeber 21 gesteuert, der einen Anker 211 aufweist, welcher mit Von Raketen, angetriebener Flugkörper

mit durch Druckflüssigkeit betätigten

Steuerorganeji

Anmelder:

Short Brothers and Harland Limited,
Belfast (Großbritannien)

Vertreten Dipl.-Phys. W. Kemp, Patentanwalt,
Köln-LindenthaJ, Laudahnstr. 27/29

Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 25. Februar 1958

Richard Suiton JJansoHi,
und John McBride, Belfast (Großbritannien),
sind als Erfinder genannt worden

der Ventilstange 201 verbunden ist; der Anker wird nach Maßgabe der durch ein Radiogerät im Geschoß empfangenen und von einer abgelegenen S teuer Station ausgesandten Radiosignale hin- und herbewegt, um so die jeweils erforderliche Stellung der Ventilstange herbeizuführen.

Die Druckzufuhrleitung 22, von der aus das Dreiwegeventil 20 eines jeden der vier Tragflächenverstellmotoren (Fig. 2) seinen Flüssigkeitsdruck über eine Abzweigung 23 erhält, ist mit einem Ölbehälter 24 verbunden, dessen eine Seite von einer biegsamen Membran 25 gebildet wird. Diese Membran 25 schließt auch eine Kammer 26 ab, welche über einen ein Rückschlagventil 28 enthaltenden Kanal 27 mit den Raketenmotorzellen 10, 11 derart in Verbindung steht, daß durch die Verbrennung der Raketenladung erzeugte Gase durch das Rückschlagventil 28 abgezapft werden, so daß sich in der Speicherkammer 26 ein Druck aufbaut; die Membran 25 wird dadurch ausgewölbt und die Kammer 24 eingeengt, so daß dadurch ein Druck auf die Flüssigkeitssäule in den Leitungen 22, 23 der Tragflächenmotorkreise erzeugt wird.

Die Ventileinheit 28 dient sowohl dazu, den sich im Speicher 24 bei Beginn des Brennvorgangs im Raketenmotor aufbauenden Druck zu begrenzen, als auch dazu, in dem Speicher während der Landephase des Geschosses einen hohen Druck aufrechtzuerhalten,

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nachdem der Gasvorrat aus dem Raketenmotor entwichen ist.

In der Darstellung der Speicherkammereinheit in Fig. 3 ist das Teil 221 eine Verbindung, über welche die ölkammer 24 an die Druckzufuhrleitung 22 ange^ schlossen ist; das erwähnte Teil 221 weist vorzugsweise einen Pfropfen 222 auf, der durch den Flüssigkeitsdruck in der Kammer 24 herausgeschleudert wird, wenn dieser seinen Betriebswert erreicht.

Das Rückschlagventil 28, über das die Raketentnotorgase in die Speicherkammer 26 eingeleitet werden, ist in diese Kammer eingebaut dargestellt. Das Ventil weist ein Rohrgehäuse 281 auf, welches an seinem rückwärtigen Ende mit der Gaseintrittsöffnung 282 in Verbindung steht und welches ein Teil 283 aufnimmt, das zwischen der in der Zeichnung gezeigten Lage und einer Lage, in der die Querdurchbrüche 2831 mit den Auslaßöffnungen 2811 des Gehäuses 281 fluchten, gleitend angeordnet ist. Wenn die von dem Gas ausgeübte Kraft den Reibungswiderstand der Dichtung 2812 übertrifft, wird das Teil 283 durch die erwähnte, auf seine rückwärtige Endfläche 2832 wirkende Kraft in dem Gehäuse 281 nach vorn geschoben bis — wenn die genannten Durchbrüche 2831 und 2811, wie oben erwähnt, miteinander fluchten — die Gase in die Speicherkammer 26 eintreten können und der Druck auf die Membran 25 aufgebaut wird. Wenn die Landephase erreicht wird und der Gasdruck in den Raketenmotorzellen nicht länger zur Verfügung steht, wird das Ventilteil 283 in die Ver-Schlußstellung zurückgeschoben, sobald die Druckdifferenz an den Durchbrüchen 2831 Kräfte an dem Teil 283 erzeugt, die größer sind als der Reibungswiderstand der Dichtung 2812.

Obwohl das Ventil 28 bei normaler Arbeitsweise als Rückschlagventil wirkt, bleibt es doch bei Testversuchen offen, so daß unter hohem Druck stehendes Gas entweichen kann, vorausgesetzt, die Ausströmgeschwindigkeit des Gases gibt keinen Anlaß zu Kräften, die größer sind als der Reibungswiderstand der Dichtung 2812.

Der sich in der Speicherkammer 26 aufbauende Druck kann dadurch abgeändert werden, daß man den Durchtrittsquerschnitt der Durchbrüche 2831 ändert.

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Von Raketen angetriebener Flugkörper mit durch Druckflüssigkeit betätigten S teuer Organen, dadurch gekennzeichnet, daß der Druck der von der Raketenladung erzeugten Gase auf die Druckflüssigkeit zur Betätigung der Steuerorgane übertragen wird, so daß ein Arbeitsdruck gebildet wird.

2. Von Raketen angetriebener Flugkörper nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Speicher (26) für die Aufnahme von Druckgas aus der Raketenladung, der mit einem Flüssigkeitsdruckerzeuger vereinigt ist.

3. Von Raketen angetriebener Flugkörper nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine biegsame Membran zwischen dem Speicher (26) für Druckgas und einem Druckflüssigkeitsbehälter (24).

4. Von Raketen angetriebener Flugkörper nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch ein Rückschlagventil (28) in der das Druckgas in die Speicherkammer einlassenden Leitung (27), durch das die Leitung automatisch geöffnet wird, wenn der Gasdruck einen vorbestimmten Wert erreicht, während sie automatisch geschlossen wird, wenn der Gasdruck unter diesen Wert fällt.

5. Von Raketen angetriebener Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Öffnungsdruck für das Rückschlagventil (28) einstellbar ist.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen