DE1578222A1

DE1578222A1 - Sich entfaltendes Leitwerk,insbesondere fuer Raketen Societe Technique de Recherches

Info

Publication number: DE1578222A1
Application number: DE19671578222
Authority: DE
Inventors: Michel Precoul
Original assignee: Ind & Mecaniques S T R I M
Current assignee: Ind & Mecaniques S T R I M
Priority date: 1966-02-04
Filing date: 1967-01-19
Publication date: 1972-02-10
Also published as: DE1578222C3; DE1578222B2

Description

Sich entfaltendes Leitwerk, insbesondere für Raketen Die Erfindung bezieht sich auf ein sich entfaltendes heitwerk für Maschinen wie Geschosse, insheeondere selbstgetriebene Geschosse, beispielsweise Raketen, das durch in der Nachbarschaft des hinteren Teiles der Rakete angeordnete Flügel gebildet wird, die im Ruhezustand längs des Körpers der Rakete angelegt sind und sich im Flug derart entfalten, daß sie das Projektil auf seinem Flugweg stabilisieren.
Die infragestehenden Leitwerke bringen verschiedene sohwerzul 'dsentle Probleme mit sich, insbesondere was

c(1.e , und zwar sowohl vom mechanischen

als auch vom aerodynamischen Gesichtspunkt aus. Es handelt sich im Effekt darum, Flügel herzustellen, welch c ausgezeichnete Eigenschaften im Hinblick auf mechanische Widerstandsfähigkeit aufweisen und darüberhinaus-einen maximalen aerodynamischen Effekt sicherstellen.
Die. vorliegende Erfindung bringt für dieae£qerschiedenen Probleme. eine einfache und besonders wirkungsvolle Lösung.
Nach einem ersten Merkmal der Erfindung sind die Flügel des Leitwerkes aus einem auf hohen Widerstand behandelheo Spezialstahl (R -+ 150 hb und vorzugsweise 180:- 200 hb), während ihre Stärke sehr gering ist, beispielsweise unterhalb 10% (vorzugsweise 5 bis 8%) der aerodynamischen Linie des Flügels.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist die Länge der Abströmkante des angefalteten Flügels veränderlich längs des Flügels und fehlt in der Nachbarschaft des freien Endes der Flügels vollständig.
Gemäß einem weiteren bevorzugten Merkmal der Erfindung werden die Flügel am Ende ihres Öffnungsweges durch ein @' iaztisches Organ, 1)e i. #) i_elsweise eine Nadel, block i_ert , welche in Löcher, die in den Halbkappen vorgesehen sind, zwischen denen der Flügel gelenkig gelagert ist, und in ein Loeh im Flügel selbst eindringt, wenn dieses Loch im Flügel mit den Löchern in den Halbkappen am Ende des Weges des Flügels fluchtet.
.Die verschiedenen Merkmale und Vorteile der Erfindung sollen im folgenden anhand eines Ausführungsbeispieles näher erläutert werden.
Die Zeichnungen zeigen in: Fig. 1 einen Längsschnitt durch den hinteren Teil einer Rakete, die mit einem Leitwerk gemäß der Erfindung ausgerüstet ist; Fig. 2 einen Teilschnitt längs der Linie.3-3 der Fig.. 1; Fig. 3 und 4 Teilansichten zur Wiedergabe der Vorrichtung zur Sicherung der Blockierung der Flügel einmal bei eingerasteter und das andere Mal bei nichteingerasteter Blockierungsvorrichtung.
Die Rakete besteht aus einem Antriebskörper 4 mit einem konvergierenden oder sich verjüngenden Teil 41, einem sich erweiternden Teil 5, einer Antriebsladung 6 und Flügeln 7 mit angefalteter Abströmkante 7!. Die Flügel sind auf den Hauptkappen 5' des sich erweiternden Teiles 5 unter aerodynamischer Verkleidung 8 der Vorrichtung montiert. Die Flügel sind um die Achse .11: drehbar.
h Die Verkleidung 8 ist am rückwärtigen Teil geschlitzt, damit die Flügel hindurchgehen können und findet ihre Fortsetzung und Festigkeit durch Einstecken in einen Umfangshals 8' des sich erweiternden Teiles 5.
Der obere Teil der Fig. 1 zeigt den geschlossenen Flügel bei der Lagerung oder im Rohr, während der untere Teil der Fig. 1 den geöffneten Flügel während des Fluges wiedergibt (Anstellwinkel a der Angriffskante).
Gemäß einem ersten Merkmal der Erfindung handelt es sich bei dem Flügel 7 nicht um klassische Flügel aus einer Leichtlegierung oder Kunststoff mit verhältnismäßig großer Dicke bis prismatischer Form, sondern im Gegenteil mit extremer Dünne (e f 0,10C, vorzugsweise e = 0,05-0,08C, wobei C die Sehne des Flügels im aerodynamischen Sinn bedeutet), woraus sich eine optimale.aerodynamische Wirkung mit minimalem Zug oder aerodynamischem Widerstand ergibt. Aus diesem Grund und gemäß der Erfindung sind die Flügel 7 aus einem Spezialstahl mit sehr hoher Widerstandsfähigkeit (Federstahl mit einer Zugfestigkeit R 150 und vorzugsweise R = 180 bis 200 hb) hergestellt. Man erhält deshalb gemäß der Erfindung Flügel mit hoher aerodynamischer Qualität und trotzdem besserem Quer-und Längswiderstand, weil der Querwiderstand de Flügel durch die angefaltete Abströmkante verbessert wird und gleichzeitig eine gute Elastizität gewährleistet. Infolgedessen ist gemäß der Erfindung die Vielzahl der mechanischen Probleme (Schwingungen usw.) der Widerstandsfähigkeit und der aerodynamischen Beschaffenheit gelöst. Es ist noch darauf hinzuweisen, daß die Länge (b-a) der Abströmkante 7' gemäß der Erfindung reguliert wird, indem man die von der Abströmkante 7' freie Länge a dem in Betracht gezogenen Problem anpaßt. Man realisiert somit gemäß der Erfindung den optimalen Kompromiß zwischen Widerstand, Zug und Stabilität.
Der Beginn der Öffnung der Flügel 7 wird durch Federn 9 sichergestellt, wobei der Fahrtwind anschließend den wesentlichen Motor für den Öffnungsvorgang bildet.
Ist der Flügel am Ende seines Weges angekommen (aerodynamischer Winkel a), dann wird der Flügel gemäß der Erfindung (Fip,..3 =geschlossener Flügel; Fig. 4 = -geöffneter Flügel) durch den Stift 10 blockiert, welcher eine Feder bildet, die in das Loch 5" in der einen der beiden einander gegenüberliegenden Halbkappen 5' eindringt, zwischen denen der Flügel gelenkig gelagert ist.
Diese sehr einfache und sehr wirkungsvolle Lösung gemäß der Erfindung übt ein Minimum an Reibung auf den Flügel 7 während seiner Öffnungsbewegung aus. Das Einrasten des Stiftes. 10 in das Loch 5" der Halbkappe wird möglich, weil das Loch 9' des Flügels nach vollständigem Öffnen mit dem Loch 5" der Halbkappe zur kommt.
Das erfindungsgemäße System ist einer noch weitergehenden Vereinfachung im Falle einer sich drehenden Rakete fähig. Man unterdrückt dann gemäß der Erfindung alle Federn und Stifte der Vorrichtung. Der Schwerpunkt eines Flügels sei G, wobei jeder Flügel dann auf seiner Flugbahn eine Lage einnimmt derart, daß die- Gerade UG (= Drehmittelpunkt, G =Schwerpunkt eines Flügels) der Richtung der resultierenden G'R zwischen der Zentrifugalkraft G'F und der Zugkraft G'T eines Flügels folgt. Dieser Fall ist strichpunktiert im oberen Teil der Fig. 2 angedeutet.
Diese Lösung ist ebenso aerodynamisch wie möglich durch die Verwendung der Verkleidung 8, die kein mechanisches Organ erscheinen läßt.
Es ist in diesem Fall darauf hinzuweisen, daß der aerodynamische Winkel a' f der Winkel a im vorhergehenden Fall (ohne Rotation) ist. Indessen bildet die Länge b-a der Abströmkante, die höher als zur Erfindung gehörend angedeutet ist, ein wirksames Mittel zur Regelung von a unter dem unmittelbaren Einfluß, der auf den Zug (G'T) wirkt.

Claims

Patentansprüche 1. Sich entfaltendes Leitwerk für Maschinen, wie Projektile, insbesondere selbstangetriebene Projektile und insbesondere für Raketen, das aus in der Nachbarschaft des hinteren Endes der Maschine angeordneten Flügeln,besteht, die im Ruhezustand längs des Raketenkörpers angelegt sind und sich im Flug zur Stabilisierung der Maschine auf ihrer Flugbahn entfalten,, dadurch g e k e n n z e i c h n e t, daß die Flügel aus einem auf sehr-hohe Festigkeit behandelten Spezialstahl (R -.150 hb und vorzugsweise 180-200 hb) , bestehen und eine sehr geringe Stärke aufweisen, die unter 10% und vorzugsweise bei 5 bis ß% der aerodynamischen Sehne liegt.
2. Leitwerk nach Anspruch-1, dadurch g e k e. n n z e i c h n e t, daß die Länge (b-a) der Abströmkante (7') der Flügel längs des Flügels veränderlich ist und diese Abströmkante in der Nachbarschaft des freien Endes des Flügels fehlt.
3. Leitwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch g e k e n n z e i c h -n e t, daß die Länge der Abströmkante des Flügels mit den Bedingungen für Stabilität, Präzision und geferderten Tragfähigkeit der Rakete und erforderlichenfalls mit dem Drehbereich der Rakete kombiniert ist.
4. Leitwerk nach @, bis-3, dadurch g e k e n n -z e i-c h n e t, daß der aerodynamische Winkel (c) der Flügel eine Funktion der Kombination zwischen der Drehgeschwindigkeit, der Masse, der Schwerpunktslage und der Länge der Abströmkante (71) des Flügels ist.
5. Leitwerk nach Anspruch 1, dadurch g e k e n n z e i c h -n e t, daß die Flügel am Ende ihres Öffnungsweges durch einen elastischen Stift (10) verriegelt sind, welcher durch Löcher (5") der Halbkappen (5') greift, zwischen denen der Flügel gelenkig gelagert ist, und darüberhinaus durch ein Loch in diesem Flügel hindurchsticht, das mit den Löchern in den Halbkappen am Ende der Öffnungsbewegung des Flügels fluchtet.
6. Leitwerk nach Anspruch.1, dadurch g e k e n n z e i c h -n e t, daß die Verkleidung (8) auf ihrem hinteren Teil für den Durchgang der Flügel aufgeschnitten ist und ihre Fortsetzung und Festikkeit durch Anschäften des hinteren Endes (8') in eine Ringnut des 8ivergierenden Raketenteiles ( ) erhält.