DE1132029B

DE1132029B - Control device for missiles

Info

Publication number: DE1132029B
Application number: DEI17424A
Authority: DE
Inventors: John Michael Minden Carter; Frank Conwy Morgan
Original assignee: Imperial Chemical Industries Ltd
Current assignee: Imperial Chemical Industries Ltd
Priority date: 1958-12-31
Filing date: 1959-12-21
Publication date: 1962-06-20
Also published as: DE1132029C2; GB875205A; BE602973A

Description

Steuervorrichtung für Raketen Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuervorrichtung für eine Rakete mit einem oder mehreren Düsen zur Erzeugung des erforderlichen Rückstoßes, die derart angeordnet sind, daß die Düsen eines Düsenpaares auf einem Durchmesser des Raketenbodens und im gleichen Abstand von der Längsachse der Rakete angeordnet sind. Aufgabe der Erfindung ist es, die Richtung des Rückstoßes zu steuern, der durch die Antriebsvorrichtung der Rakete erzeugt wird.Missile Control Apparatus The invention relates to a Control device for a rocket with one or more nozzles for generating the required recoil, which are arranged in such a way that the nozzles of a nozzle pair on a diameter of the rocket floor and at the same distance from the longitudinal axis the missile are arranged. The object of the invention is to determine the direction of the recoil to control generated by the rocket propulsion device.

Es ist an sich bekannt, bei Raketen Düsen paarweise anzuordnen und die Achsen der Düsen gegenüber der Strömungsachse in einem Winkel anzuordnen, um hierdurch der Rakete beim Flug eine stabilisierende Drehung zu erteilen. Die Düsenachsen sind hierbei fest mit Bezug auf die Strömungsachse der Düse angebracht, und eine Steuerung des Laufs der Rakete kann hierdurch nicht erfolgen.It is known per se to arrange nozzles in pairs in rockets and to arrange the axes of the nozzles at an angle to the flow axis in order to thereby giving the rocket a stabilizing turn during flight. The nozzle axes are here fixedly attached with respect to the flow axis of the nozzle, and a Control of the run of the rocket cannot take place in this way.

Die Steuerung der Rakete wird erfindungsgemäß dadurch ermöglicht, daß jedeDüseeinesodermehrerer der eingangs erwähnten Düsenpaare um eine Achse drehbar gelagert ist, die die Längsachse der Rakete im spitzen Winkel schneidet und mit der Strömungsachse der Düse einen solchen Winkel einschließt, daß in einer Stellung der Düse die Strömungsachse der Düse parallel zur Längsachse der Rakete verläuft.The control of the rocket is made possible according to the invention by that each nozzle of one or more of the pairs of nozzles mentioned at the beginning can be rotated about an axis is mounted, which intersects the longitudinal axis of the rocket at an acute angle and with the flow axis of the nozzle encloses such an angle that in one position of the nozzle, the flow axis of the nozzle is parallel to the longitudinal axis of the rocket.

Für den Antrieb der Rakete kann wahlweise ein einziges Raketentriebwerk vorgesehen sein, so daß sämtliche Düsen gemeinsam einen Teil dieses Triebwerks bilden, oder es kann auch eine Gruppe solcher Triebwerke zur Anwendung kommen, so daß die Düsen derartigen Triebwerken in einer bestimmten Anzahl zugeordnet sind, z. B. eine Düse je einem Triebwerk. Bevorzugt wird für die Erfindung jedoch die erstgenannte Möglichkeit verwendet, so daß zur Vereinfachung der nachstehenden Beschreibung lediglich auf diese Ausführungsform der Erfindung Bezug genommen wird.A single rocket engine can optionally be used to drive the rocket be provided so that all nozzles together form part of this engine, or a group of such engines can also be used so that the Nozzles are assigned to such engines in a certain number, z. Legs Nozzle each with one engine. However, the former is preferred for the invention Possibility used so that to simplify the description below only reference is made to this embodiment of the invention.

In weiterer Ausbildung der Erfindung wird die Lagerung der Düsen am rückwärtigen Abschlußteil des Raketentriebwerks so gewählt, daß die Düsen unabhängig voneinander in Kugel- oder Rollenlagern drehbar gelagert sind.In a further embodiment of the invention, the storage of the nozzles is on rear end part of the rocket engine chosen so that the nozzles are independent are rotatably supported from each other in ball or roller bearings.

Zweckmäßig kann die Anordnung dadurch vervollständigt werden, daß die in einem Kugel- oder Rollenlager drehbar gelagerten Düsen einen Zahnkranz tragen, der von einem motorbetriebenen Kegelrad einer geeigneten Steuerung angetrieben wird.The arrangement can expediently be completed in that the nozzles rotatably mounted in a ball or roller bearing have a toothed ring, which is driven by a motor-driven bevel gear of a suitable controller.

An Hand schematischer Zeichnungen werden Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben, ohne daß die Erfindung auf die konstruktiven Einzelheiten dieser Beispiele beschränkt ist. Fig. 1 zeigt einen senkrechten Axialschnitt durch die Anordnung und Halterung einer einzelnen Düse; Fig. 2 zeigt einen entsprechenden Axialschnitt für eine gegenüber Fig. 1 abgeänderte Ausführungsform; Fig. 3 ist eine Ansicht von rückwärts her auf den rückwärtigen Abschlußteil eines Raketentriebwerkes, das vier Düsen trägt. Diese Darstellung ist schematisch und stellt lediglich das Grundprinzip einer möb lichen Düsensteuerung und damit einer Steuerung der Rakete dar.Exemplary embodiments of the Invention described without the invention on the structural details these examples is limited. Fig. 1 shows a vertical axial section through the placement and mounting of a single nozzle; Fig. 2 shows a corresponding one Axial section for an embodiment modified from FIG. 1; Fig. 3 is a Rear view of the rear end of a rocket engine, that carries four nozzles. This representation is schematic and only represents that Basic principle of a possible nozzle control and thus a control of the rocket represent.

Die Düse ist in einer Ausnehmung des rückwärtigen Raketenbodens 1 bzw. des Raketentriebwerkes 17 gelagert. Diese Düse ist mit dem üblichen Einsatz 2, der die Einschnürung trägt, und einem Expansionskonus 3 versehen, wobei letzterer aus einer äußeren Stahlhülle 4 besteht, die einen inneren Überzug 5 aus Isolationsstoff aufweist.The nozzle is in a recess in the rear rocket base 1 or the rocket engine 17 stored. This nozzle is with the usual use 2, which carries the constriction, and an expansion cone 3, the latter consists of an outer steel shell 4 which has an inner coating 5 made of insulating material having.

An der äußeren Stahlhülle 4 ist in der Zone des kleinsten Düsenquerschnittes ein Stahlflansch 6 angeschweißt, dessen Achse mit der Strömungsachse der Düse einen spitzen Winkel von ungefähr 20° einschließt. Der Bund 7 dieses Stahlflansches 6 ist mit einer gehärteten Oberfläche versehen, in die eine Ringnut 8 von halbkreisförmigem Querschnitt eingearbeitet ist. Der Stahlflansch 6 sitzt passend in einer Verdickung 9, die mit dem rückwärtigen Abschlußteil 1 verschweißt ist. Auch die Sitzfläche dieser Verdickung 9 ist gehärtet und mit einer Ringnut 10 entsprechend der Ringnut 8 versehen, so, daß diese beiden Nuten 8 und 10 zueinander ausgerichtet liegen und die beiden Teile einer Laufbahn für eine Anzahl von Stahlkugeln 11 bilden, mit denen zusammen sie ein Kugellager bilden. Die Kugeln 11 können in die Kugelbahn 8, 10 durch eine Bohrung 12 der Verdickung 9 eingebracht werden, die durch einen profilierten Stutzen 13 abgeschlossen wird, der mittels einer Schraube 14 gehalten ist. Es ist ohne weiteres möglich, an Stelle von Kugeln 11 auch entsprechende Rollen zu verwenden. Die Abdichtung der Kugel- oder Rollenlagerung erfolgt mittels eines Dichtungsringes 15 mit rundem Querschnitt. Der Reibungswiderstand dieses Dichtungsringes wird dadurch verringert, daß entweder dieser selbst oder die Innenfläche der Verdickung 9 mit einem die Reibung vermindernden Stoff, z. B. Polytetrafluoräthylen, überzogen ist. Es ist jedoch auch möglich, den Ring 15 selbst aus Polytetrafluoräthylen herzustellen.On the outer steel shell 4 is in the zone of the smallest nozzle cross-section a steel flange 6 is welded, the axis of which with the flow axis of the nozzle one includes an acute angle of about 20 °. The collar 7 of this steel flange 6 is provided with a hardened surface in which an annular groove 8 of semicircular Cross-section is incorporated. The steel flange 6 fits in a thickening 9, which is welded to the rear end part 1. Also the seat this thickening 9 is hardened and with an annular groove 10 accordingly the annular groove 8 is provided so that these two grooves 8 and 10 are aligned with one another lie and form the two parts of a raceway for a number of steel balls 11, with which together they form a ball bearing. The balls 11 can be in the ball track 8, 10 are introduced through a bore 12 of the thickening 9, which is through a profiled nozzle 13 is completed, which is held by means of a screw 14 is. It is readily possible to use corresponding roles instead of balls 11 to use. The ball or roller bearing is sealed by means of a Sealing ring 15 with a round cross-section. The frictional resistance of this sealing ring is reduced by either this itself or the inner surface of the thickening 9 with a friction-reducing substance, e.g. B. polytetrafluoroethylene coated is. However, it is also possible to produce the ring 15 itself from polytetrafluoroethylene.

Die Innenauskleidung 5 aus Isolierstoff umschließt bei 16 den Einsatz 2 und damit den Düseneinlaß, so daß der Einsatz 2 an der Düsenauslaßseite abgestützt ist. Die Innenauskleidung 5 ist darüber hinaus mit ihrem triebwerksseitigen Ende 16 passend in einen Isolationsüberzug 17 der Triebwerksauskleidung 1 eingefügt, so daß der Dichtungsring 15 gegen Anfressungen durch die Treibstoffgase abgedeckt wird.The inner lining 5 made of insulating material encloses the insert at 16 2 and thus the nozzle inlet, so that the insert 2 is supported on the nozzle outlet side is. The inner lining 5 is also with its engine-side end 16 fittingly inserted into an insulation coating 17 of the engine lining 1, so that the sealing ring 15 is covered against pitting by the fuel gases will.

Um eine Drehung der Düse vermittels der beschriebenen Kugel- oder Rollenlagerung zu bewirken, ist die Außenkante des Bundes 7 mit einer Verzahnung 18 versehen. Am rückwärtigen Raketenboden 1 ist ein Motor 19 angeschraubt, der den Stahlflansch 6 über ein Kegelrad 20 in Bewegung versetzen kann. Je nach Wunsch kann die Verzahnung 18 nur auf einem Teil des Umfanges des Bundes 7 oder aber auf dem gesamten Umfang vorgesehen sein.To a rotation of the nozzle by means of the described ball or To effect roller bearings, the outer edge of the collar 7 is toothed 18 provided. On the rear rocket bottom 1, a motor 19 is screwed, the Steel flange 6 can be set in motion via a bevel gear 20. Depending on your needs, can the toothing 18 only on part of the circumference of the federal 7 or on the entire scope.

Bei der in Fig. 2 dargestellten abgeänderten Ausführungsform weist die Düse keine äußere Stahlhülle 4 wie im Beispiel der Fig. 1 auf. Der Grundkörper der Düse besteht vielmehr aus glasfaserverstärktem Kunststoff. An Stelle des Stahlflansches 6 der Fig. 1 ist bei dem vorliegenden Beispiel in den Kunststoffkörper der Düse ein Einsatz 30 eingefügt, an dem die innere Laufbahn des Kugel- oder Rollenlagers ausgebildet ist. Der Einsatz 30 wirkt mit einer Verdickung 32 zusammen, so wie es bei dem Beispiel der Fig. 1 beschrieben wurde. Der Einsatz 30 steht bei 33 mit einem Teil seines Umfanges über die Außenfläche der Düse vor, so daß auf diesem vorstehenden Teil die Verzahnung angebracht werden kann, um die Düse wiederum in Drehung versetzen zu können.In the modified embodiment shown in FIG the nozzle does not have an outer steel casing 4 as in the example of FIG. The basic body Rather, the nozzle is made of fiberglass-reinforced plastic. Instead of the steel flange 6 of Fig. 1 is in the present example in the plastic body of the nozzle an insert 30 inserted on which the inner race of the ball or roller bearing is trained. The insert 30 cooperates with a thickening 32, like it has been described in the example of FIG. The stake 30 stands at 33 with a Part of its circumference over the outer surface of the nozzle, so that protruding on this Part of the toothing can be attached to turn the nozzle in turn to be able to.

Ein Hauptvorteil der Anbringungsart von Düsen gemäß Fig.1 und 2 besteht in der außerordentlich großen Einfachheit. Die tiefbettigen Kugel- oder Rollenlager nehmen sämtliche axialen und seitlichen Belastungen der Düse auf und dienen gleichzeitig der Halterung der Düse am rückwärtigen Raketenboden 1. Die Anordnung weist ein verhältnismäßig geringes Gewicht auf und erfordert infolge der sehr geringen Reibung nur entsprechend geringe Betätigungskräfte. Schließlich können keine das Gleichgewicht störenden Kräfte auftreten, die durch Störungen der Gasströmung entstehen, da sich die Lastverhältnisse der Düse gegenüber dem rückwärtigen Raketenboden 1 während der Drehung der Düse nicht ändern.A major advantage of the manner of attachment of nozzles according to FIGS. 1 and 2 is in extraordinarily great simplicity. The deep-bed ball or roller bearings absorb all axial and lateral loads on the nozzle and serve at the same time the holder of the nozzle on the rear rocket floor 1. The arrangement has a relatively low weight and requires due to the very low friction only accordingly low actuation forces. After all, there can be no imbalance Forces occur that arise from disturbances in the gas flow, since the load conditions of the nozzle opposite the rear rocket bottom 1 during the rotation of the nozzle do not change.

Aus Fig. 3 ist die Anordnung von vier Düsen 40, 41, 42 und 43 zu ersehen, welche in der nachstehenden Art paarweise zusammenwirken, um die gewünschten Neigungswinkel, Schwenkwinkel oder eine Rollbewegung zu steuern. Jede dieser Düsen ist in der in Fig. 1 oder 2 dargestellten Weise gelagert, so daß die Drehachse jeder Düse mit der Strömungs= achse einen gleichen Winkel einschließt.From Fig. 3 the arrangement of four nozzles 40, 41, 42 and 43 can be seen, which work in pairs in the following way to achieve the desired angle of inclination, To control swivel angle or a rolling movement. Each of these nozzles is in the in Fig. 1 or 2 supported manner shown so that the axis of rotation of each nozzle with the flow axis encloses an equal angle.

Die vier Düsen nehmen in der mit vollen Linien gezeichneten Lage eine Stellung ein, in der die Strömungsachse jeder Düse parallel zur Längsachse der Rakete verläuft, so daß durch eine Drehung jeder Düse entweder im Uhrzeigersinn oder im Uhrzeigergegensinn die Resultierende des Querströmimpulses der Düse zwei Komponenten quer zur Achse der Rakete aufweist und eine Komponente in Richtung der Raketenachse. Die gestrichelten Linien 44 deuten demnach für jede Düse den Flächenbereich an, innerhalb dessen der Außenumfang des Auslaßendes der betreffenden Düse sich bewegen kann, wenn die betreffende Düse den ihm möglichen Schwenkbereich durchläuft.The four nozzles take one in the position shown with full lines Position one in which the flow axis of each nozzle is parallel to the longitudinal axis of the rocket runs so that by rotating each nozzle either clockwise or clockwise Counterclockwise the resultant of the cross-flow impulse of the nozzle two components having transverse to the axis of the missile and a component in the direction of the missile axis. The dashed lines 44 therefore indicate the surface area for each nozzle, within which the outer periphery of the outlet end of the nozzle in question move can when the nozzle in question passes through the swivel range possible for it.

Um nun den Neigungs- oder Steigungswinkel eines vom Triebwerk der Rakete vorgestoßenen Geschosses nach Wunsch steuern zu können, erfolgt einer Betätigung der Dreheinstellung für das Düsenpaar 41 und 43. Werden die Düsen 41 und 43 gegensinnig um den gleichen Betrag gedreht, dann nehmen diese Düsen Stellungen ein, in denen der Rückstoßimpuls in drei Komponenten zerfällt (Fig. 3). Die in Richtung der Raketenachse fallende Komponente ist nicht dargestellt, sondern lediglich die beiden durch Pfeile angedeuteten Komponenten in der Ebene des Raketenbodens. Von diesen Komponenten heben sich die zur Mitte des Triebwerks hin gerichteten Komponenten der beiden Düsen auf, so daß die Resultierende der übrigen Komponenten eine Kraftwirkung ergibt, durch welche das rückwärtige Ende des Triebwerks gegenüber dem Vorderende nach unten gedrückt wird. Wenn andererseits die Drehung der Düsen 41 und 43 jeweils gegensinnig aber in die andere Drehrichtung erfolgt, dann wird nach Aufhebung der beiden-nach innen gerichteten Komponenten durch die nunmehr sich ergebende Resultierende der Rückstoßkomponente ein Anheben des rückwärtigen Endes des Triebwerks gegenüber dessen Vorderende bewirkt.In order to determine the angle of inclination or pitch of one of the engine of the To be able to control the missile pushed forward projectile as desired, there is an actuation the rotary setting for the pair of nozzles 41 and 43. If the nozzles 41 and 43 move in opposite directions rotated by the same amount, then these nozzles take positions in which the recoil momentum breaks down into three components (Fig. 3). The one in the direction of the missile axis falling component is not shown, only the two by arrows indicated components in the plane of the rocket floor. From these components the components of the two nozzles that are directed towards the center of the engine are raised so that the resultant of the remaining components produces a force effect, through which the rear end of the engine compared to the front end downwards is pressed. On the other hand, if the rotation of the nozzles 41 and 43 is opposite to each other but is done in the other direction of rotation, then after canceling the two-after internally directed components through the resultant of the Recoil component a lifting of the rear end of the engine relative to it Front end causes.

Es erübrigt sich, im einzelnen die Wirkungen der beiden Düsen 40 und 42 zu erläutern, wenn dieselben entsprechend der Steuerung der Düsen 41 und 43 gedreht werden. Es ist ohne weiteres klar, daß und inwiefern der jeweils resultierende Rückstoß auf das Triebwerk eine Verschwenkung des Geschosses nach den Seiten hin bewirkt.It is unnecessary to detail the effects of the two nozzles 40 and 40 42 when rotated according to the control of the nozzles 41 and 43 will. It is readily apparent that and to what extent the resulting recoil in each case causes a pivoting of the projectile to the sides on the engine.

Wenn nun die beiden Düsen 41 und 43 so gedreht werden, daß sie beide um den gleichen Betrag, aber gleichsinnig gedreht werden, und nunmehr der Rückstoßimpuls auf das oder die Triebwerke in die genannten Komponenten zerlegt wird, dann ergibt sich, daß ein Kräftepaar entsteht, welches als Gegenwirkung zu einer Roll- oder Umlaufbewegung des Triebwerks bzw. des Geschosses Verwendung finden kann. Für praktische Zwecke reicht es in einem kleineren Winkelbereich aus, das Verhältnis des Winkels, durch welchen eine Düse gedreht wird, zu dem Winkel, durch welchen der Rückstoßimpuls dieser Düse umgelenkt wird, als linear anzunehmen.If now the two nozzles 41 and 43 are rotated so that they both be rotated by the same amount, but in the same direction, and now the recoil impulse is broken down into the mentioned components on the engine or engines, then results that a couple of forces arises, which acts as a counteraction to a roll or Orbital movement of the engine or the projectile can be used. For practical Purposes it is sufficient in a smaller angular range, the ratio of the angle, through which a nozzle is rotated, to the angle through which the recoil pulse this nozzle is deflected to be assumed to be linear.

Claims

CLAIMS 1. A control apparatus for a missile having one or more nozzles pairs for generating the required recoil, which are arranged such that the nozzles are arranged in a nozzle pair on a diameter of the missile soil and at the same distance from the longitudinal axis of the missile, characterized in that each of these nozzles (41, 43) is rotatably mounted about an axis which intersects the longitudinal axis of the rocket at an acute angle and forms such an angle with the flow axis of the nozzle that in one position of the nozzle the flow axis of the nozzle runs parallel to the longitudinal axis of the rocket .

2. Missile control device according to claim 1, characterized in that the nozzles independently of one another in Ball or roller bearings are rotatably mounted.

3. Control device for missiles according to claim 2, characterized in that in a ball or roller bearing rotatably mounted nozzles carry a ring gear that is driven by a motor Bevel gear is driven by a suitable control.

4. Control device for missiles according to claim 1 to 3, characterized by the arrangement of two pairs of nozzles, which are offset by 90 °. Publications considered: Swiss patent specification No. 196 692; USA: Patent Nos. 2,849,955, 2,611,317.