DE2127678A1

DE2127678A1 - CONTROL AND DRIVE SYSTEM

Info

Publication number: DE2127678A1
Application number: DE2127678A
Authority: DE
Inventors: James Arthur Crowhurst
Original assignee: Hawker Siddeley Dynamics Ltd
Current assignee: Hawker Siddeley Dynamics Ltd
Priority date: 1971-05-28
Filing date: 1971-05-28
Publication date: 1973-07-26

Description

STEUER- UND ANTRIEBSSYSTEM Die Erfindung betrifft ein Steuer- und Antriebssystem für ein Luft- oder Raumfahrzeug, z.B. für gelenkte Flugkörper oder Geschosse, mit einer Heckdüse, durch die ein antreibender Gasstrom austritt und die zur Erzeugung einer Steuerung nach detn Prinzip des vektorisierten Schubes lenkbar ist. CONTROL AND DRIVE SYSTEM The invention relates to a control and Propulsion system for an aircraft or spacecraft, e.g. for guided missiles or Projectiles, with a stern nozzle through which a propulsive gas flow exits and which can be steered to generate a control according to the principle of vectorized thrust is.

Bei früheren Lenkwaffensystemen ergaben sich bei Verwendung des vektorisierten Schubes Schwierigkeiten in Bezug auf die einander widerstreitenden Probleme der aerodynamischen Stabilität und der Steuerung des Schubvektors. Als eines der Hauptprobleme zeigte sich, daß dann, wenn das Gescho aerodynamische Stabilität aufweist, die Wirkungsweise eines blicren Schubvektorsteuersystems nicht ausreicht, um eine angewessene Steuerfähigkeit zu erzielen. Dies hat seine Hauptursache darin,-daß bei den als "Semaphore" Systeme bekannten Anord.,ungen, bei denen Fahnen an verschiedenen Stellen des Düsenausgangs zur differentiellen Beeinflussung des Gasstroms eingesetzt werden, die Schubablenkung unter geringem Winkel erfolgt, und daß bei den bekannten bisher verwendeten Systemen mit lenkbaren Düsen oder Steuermitteln für den Düsenstrom hohe Leistungen erforderlich sind. In earlier guided missile systems, the use of the vectorized Schubes' difficulties in relation to the conflicting problems of the aerodynamic stability and control of the thrust vector. As one of the main problems it was found that when the projectile has aerodynamic stability, the mode of action a visual thrust vector control system is insufficient to provide adequate controllability to achieve. The main reason for this is -that in the "semaphore" systems known Anord., ungen in which flags at different points of the nozzle outlet can be used to differentially influence the gas flow, the thrust deflection takes place at a small angle, and that in the known systems previously used With steerable nozzles or control means for the nozzle flow, high powers are required are.

Der Erfindung liegt die ausgabe zugrunae, diese Schwierigkeiten zu beseitigen und ein Steuer- und Antriebssystem zu schaffen, das sich durch eine bessere Steuerfähigkeit auszeichnet und das die Funktionsfähigkeit der Lenkwaffe erheblich verbessert. The invention is based on the output to address these difficulties Eliminate and create a control and drive system that stands out through a better Steerability and the functionality of the missile significantly improved.

Die gestellte Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die Düse so gelagert ist, daß sie in allen Richtun -genum einen zentralen Punkt schwenkbar ist, der sich vor dem Düsenausgang befindet, daß die Düse-hinter dem Schwenkpunkt einen nach hinten konvergierenden Teil besitzt, der zum Disenmund führt und dessen Innenwand zur Ablenkung des ausströmenden Gases dient, wenn die Düse aus ihrer geradeaus gerichteten Lage in eine Winkellage um ihren Schwenkpunkt bewegt wird, und daß die Innenwand ringförmig und gewölbt mit einer nach vorn weisenden teil-sphärischen Fläche ausgebildet ist, die im Schwenkpunkt ihren geometrischen Mittelpunkt besitzt. The object set is achieved according to the invention in that the nozzle is mounted so that it has a central point in all directions is pivotable, which is located in front of the nozzle outlet that the nozzle behind the Pivot point has a rearwardly converging part that leads to the Disenmund and its inner wall serves to deflect the outflowing gas when the nozzle moved from its straight-ahead position to an angular position about its pivot point is, and that the inner wall is annular and arched with a forward facing part-spherical Surface is formed which has its geometric center at the pivot point.

Vorzugsweise wird cer antreibende Gas strom der lenkbaren Düse durch ein Heckrohr zugeführt, das in einem festen inneren Düsenabschnitt innerhalb der lenkbaren Düse endet, wobei in der geradeaus gerichteten. Lage cer lenkbaren Düse deren gewölbte Innenwand rundherum mit dem Rand am Mund des festen inneren Düsenabsehnittes in abdichtendem Kontakt ist. Preferably, the driving gas flow through the steerable nozzle a tail pipe fed into a fixed inner nozzle section within the steerable nozzle ends, being in the straight ahead. Location cer steerable nozzle whose curved inner wall all around with the edge at the mouth of the fixed inner nozzle section is in sealing contact.

Die feststehende innere Düse kann eine Konvergenz/Divergenz-Düse sein, wobei der Schwenkpunkt etwa in der Mitte des Halses der feststehenden Düse liegt. The fixed inner nozzle can be a convergence / divergence nozzle with the pivot point approximately in the middle of the neck of the fixed nozzle lies.

Vorzugsweise ist die lenkbare Düse auf einer sphärischen Lageranordnung gelagert, die nach vorn eine Sperre für Flammen und heiße Gase bildet, und der Schwenkpunkt im Zentrum dieser Lageranordnung legt auf der Längsachse des Flugkörpers. Die zusammenwirkenden Teile der sphärischen Lageranordnung werden zweckmäßigerweise um den Hals der feststehenden inneren Düse herum angeordnet. Preferably the steerable nozzle is on a spherical bearing arrangement mounted, which forms a barrier for flames and hot gases to the front, and the pivot point in the center of this bearing arrangement lays on the longitudinal axis of the missile. The cooperating Parts of the spherical bearing arrangement are expediently around the neck of the stationary inner nozzle arranged around.

Vorzugsweise weist eine Reihe von aerodynamischen Steuer- und Stabilisierungsflossen für den Flugkörper eine gemeinsame Lagerung mit der lenkbaren Düse auf, so daß sie mit dieser gemeinsam eine Winkelauslenkung erfahren. Es ist von Vorteil diese Flossen so anzuordnen, daß sie sich frei die Längsachse der lenkbaren Düse drehen können.Sie sind darüberhinaus so herabfaitbar, daß der Flugkörper in ein Abschußrohr eingebracht werden kann. Preferably has a number of aerodynamic control and stabilizing fins for the missile on a common storage with the steerable nozzle, so that they together with this experience an angular deflection. These fins are beneficial to be arranged so that they can rotate freely along the longitudinal axis of the steerable nozzle can also be lowered in such a way that the missile is inserted into a launch tube can be.

Die gesamte Anordnung führt nicht nur zu einer wirksameren Schubvektorisierung sondern verhindert auch die Übertragung von aerodynamischen Rollstörungen von den Flossen zum Flugkörper. Im Ergebnis kommt man zu einem tragflächenlosen Flugkörper mit verbesserter Reichweite, der auf seinen Leitkopf mit derartiger Präzision und Geschwindigkeit anspricht, daß eine Luft/I.uft-Anwendung möglich ist und erfolgreich mit hoher Geschwindigkeit kreuzende Ziele angegriffen werden können. The entire arrangement not only leads to a more effective thrust vectorization but also prevents the transmission of aerodynamic roll disturbances from the Fins to the missile. The result is a wingless missile with improved range that hits its guide head with such precision and Velocity responds that an air / air application is possible and successful targets crossing at high speed can be attacked.

Eine Ausführungsform gemäß der Erfindung wird nachfolgend anhand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung bedeuten: Fig. 1 den Schwanzteil eines tragflächenlosen gelenkten Flugkörpers im Längsschnitt, der primär für eine Luft/Luft-Verwendung bestimmt ist, wobei die Schubablenkende Düse ausgelenkt und die Stabilisierungs- und Steuerflossen aufgerichtet dargestellt sind, Fig. 2 ebenfalls im Längsschnitt, die schubablenkende Düse in Ausrichtung mit dem Flugkörper und mit in den Vor-Abschußzustand heruntergefalteten Flossen und Fig. 3 eine Querschnittsdarstellüng zur Veranschaulichung einer Ausführungsform für den Mechanismus zur Flossenauirichtut. An embodiment according to the invention is based on the following the drawing explained in more detail. In the drawing: Fig. 1 denotes the tail part of a wingless guided missile in longitudinal section, primarily for a Air / air use is intended with the thrust deflecting nozzle deflected and the stabilizing and control fins are shown erected, FIG. 2 likewise in longitudinal section, the thrust deflecting nozzle in alignment with the missile and with fins folded down into the pre-launch state and FIG. 3 is a cross-sectional view to illustrate an embodiment for the mechanism for finning.

Der tragflächenlose gelenkte Flugkörper 1 in Fig. 1 besitzt ein Heckrohr 2 zum Auslaß der Antriebsgase, das in eine feststehende Auslaßdüse 3 des Konvergenz/Divergenz-Typs mündet. Um den Hals * der Düse 4 herum ist das feststehende innere Kugelteil 5 einer sphärischen Lageranordnung 5, 6 angeordnet, Ein bewegbarer Lagerring 6, dessen Innenflache als Teil einer Kugel ausgebildet ist, sitztauf dem Kugelteil 5 auf und bildet den äußeren Teil der sphärischen Lageranordnung. The wingless guided missile 1 in Fig. 1 has a tail boom 2 for exhausting the drive gases into a fixed exhaust nozzle 3 of the convergence / divergence type flows out. Around the neck * of the nozzle 4, the fixed inner ball part 5 is a spherical bearing arrangement 5, 6 arranged, a movable bearing ring 6, the inner surface is designed as part of a ball, sits on the ball part 5 and forms the outer part of the spherical bearing arrangement.

Der Ring 6 sitzt in einem ringförmigen Gehauseteii 7, das zugleich zur Lagerung sowohl einer Steuerflossenanordnung 8 als auch einer äußeren Düse 9 für die Schubablenkung dient.The ring 6 sits in an annular Gehauseteii 7, which at the same time for mounting both a control fin arrangement 8 and an outer nozzle 9 serves for the thrust deflection.

Im rückwärtigen Teil des Heckrohres 2 sind mehrere Kolben-Zylinder-Betätigungsglieder 30 angeordnet, deren eolben 10 über Verbindungsstangen 11 am Gehäuseteil 7 angelenkt sind,wodumh diese Betätigungsglieder in der Lage sind, das Gehäuseteil 7 und mit diesem die gesamte Flossenanordnung und die Strahlablenkungsdüse um das sphärische Lager 5, 6 zu schwenken. Die Anordnung muß eine gesteuerte Winkelauslenkung der Flossenanordnung und der äußeren Düse in allen Richtungen bezüglich der Längsachse des Flugkörpers erlauben. Dies kann mit Hilfe von zwei Betatigungsgliedern erreicht werden, wobei diese vom doppelt wirkenden Differentiafdrucktyp sind und in einem Winkelabstand von jeweils 900 um die Flugkörperachse angeordnet sind. Es sind jedoch auch andere Anordnungen möglich, beispielsweise drei einzeln wirkende Betätigungsglieder. In the rear part of the tail boom 2 there are several piston-cylinder actuators 30, the pistons 10 of which are articulated on the housing part 7 via connecting rods 11 are what these actuators are able to, the housing part 7 and with this the entire fin assembly and the jet deflection nozzle around the spherical Pivot bearings 5, 6. The arrangement must have a controlled angular deflection of the Fin assembly and the outer nozzle in all directions with respect to the longitudinal axis of the missile. This can be achieved with the help of two actuators , these being of the double-acting differential pressure type and in one Angular spacing of 900 are arranged around the missile axis. However, there are other arrangements are also possible, for example three individually acting actuators.

Im Betrieb sucht ein vorn im Flugkörper angeordneter Gleitkopf ein Ziel aus und gibt fortlaufend Signaldaten hinsichtlich der Position des Ziels zum gelenkten Flugkörper. In operation, a sliding head arranged in the front of the missile searches for it Target and continuously outputs signal data regarding the position of the target to the guided missile.

Aus dieser und anderen Informationen hinsichtlich der Flugdaten des Flugkörpers werden Steuersignale zur Betätigung von Servoventilen der Betätigungsglieder erzeugt, wodurch fortlaufend der Kurs des Flugkörpers durch Auslenkungen der Flossen- und Ablenkdüsenanordnung korrigiert wird, um ein Abfangen des Ziels sicherzustellen. Die Winkelauslenkungen der Flossen- und Ablenkdüsenanordnung erfolgen zum den geometrischen Mittelpunkt 24 der sphärischen Lagerflächen, der auf der Längsachse 12 des Flugkörpers liegt und zugleich den Mittelpunkt des Halses 4 der feststehenden inneren Düse bildet, wo der Hals am engsten ist. Die sphärische Lageranerdnung enthält einen Schlüssel oder Riegel 13 und einen damit zusammenwirkenden Schlitz 14, um zu verhindern, aa ic: das Gehäuseteil 7 um die Längsachse des Flugkörpers dreht.From this and other information regarding the flight details of the Missile are control signals for actuating servo valves of the actuators generated, whereby continuously the course of the missile by deflections of the fin and correcting deflection nozzle assembly to ensure interception of the target. The angular deflections of the fin and deflecting nozzle arrangement take place in relation to the geometrical ones Center 24 of the spherical bearing surfaces, which is on the longitudinal axis 12 of the missile and at the same time forms the center of the neck 4 of the fixed inner nozzle, where the neck is narrowest. The spherical bearing arrangement contains a key or latch 13 and a cooperating slot 14 to prevent aa ic: the housing part 7 rotates about the longitudinal axis of the missile.

Schlitz 14 ist in der feststehenden Kugel 5 vorgesehen und verlauft parallel zur Flugkörperachse, wobei das il 7 in der Lage ist, in einer bestimmten Ebene, diC die Längsachse des Flugkörpers enthält, zu schwenken, und zwar durch eine Hin- und Herbewegung des Riegels 13 gemeinsam mit dem @agerring 6 im Schlitz 14. Es ist auc eine Schwenkbewegung In einer zu der genannten Ebene senkrecht stehenden Ebene aufgrund der Tatsache möglich, daß der Riege@ 13 einen kurzen zylindrischen Schaft 25 besitzt , der in einem kreisrunder. Loc 26 im Lagerring 6 um eine Achse 27 drehbar ist, die durch den Lagermittelpunkt 24 verläuft und im rechten Winkel zur Längsachse 12 des Flugkörpers liegt, wenn die Blossen- und Ablenkdüsenanordnung ihre geradeausgerichtete Laga einnimmt.Slot 14 is provided in the fixed ball 5 and runs parallel to the missile axis, the il 7 being able to move in a certain Plane that contains the longitudinal axis of the missile to pivot, through a back and forth movement of the bolt 13 together with the bearing ring 6 in the slot 14. It is also a pivoting movement in a plane that is perpendicular to the above-mentioned plane Level possible due to the fact that the Riege @ 13 has a short cylindrical Has shaft 25, which is in a circular. Loc 26 in the bearing ring 6 around an axis 27 is rotatable, which runs through the bearing center point 24 and at right angles to the longitudinal axis 12 of the missile when the blossom and deflection nozzle assembly occupies her straight-lined laga.

Die Flossenanordnung enthält einen Z-förmigen Lagerring 16, der von einem Kugellager 15 am Gehäuseteil 7 gehalten wird, so daS er frei um die Achse 28 der Ablenkdüse 9 rotieren kann. Die Achse 28 ist in Flucht mit der Flugkörperachse 12, wenn die Düse nicht ausgelenkt ist; bei einer Auslenkung schneidet sie die Achse 12 im Mittelpunkt 24. Die Stabilisierungs- und Steuerflossen 17 sind scharnierartig am Z-Ring 16 mit Hilfe von zur Achse 28 parallelen Scharnierstiften gelagert. Die Flossen 17 können somit flach um die Düsenanordnungund die Scharnierstifte heruntergefaltet werden, wenn der Flugkörper nicht unterwegs ist. Fig. 2 und 3 zeigen die Flossen heruntergefaltet, wobei der Heckteil des Flugkörpers bei 31 zur Anpassung etwas ausgeschnitten ist. The fin assembly includes a Z-shaped bearing ring 16, which is of a ball bearing 15 is held on the housing part 7 so that he is free can rotate about the axis 28 of the deflection nozzle 9. The axis 28 is in alignment with the Missile axis 12 when the nozzle is not deflected; cuts at a deflection they are the axis 12 in the center 24. The stabilizing and control fins 17 are hinge-like on the Z-ring 16 with the aid of hinge pins parallel to the axis 28 stored. The fins 17 can thus lie flat around the nozzle assembly and the hinge pins be folded down when the missile is not underway. Figures 2 and 3 show the fins folded down with the tail section of the missile at 31 for adjustment something is cut out.

Vor dem Start ist der Flugkörper oder zumindest das Heckteil des Flugkörpers in einem Abschußrohr enthalten, wobei die Ablenkdüse 9 mit dem Flugkörper ausgerichtet ist und die Flossen gemäß Fig. 2 heruntergefaltet sind. Wenn der Flugkörper vom Abschußrohr 18 frei ist, werden die Flossen automatisch aufgerichtet. Dies kann auf verschiedenen Wegen erreicht werden, von denen einer darin besteht, einen zusätzlichen Ring auf dem Z-Ring 16 vorzusehen, der unter Federvorspannung steht, um eine Bewegung über einen gewissen Winkelbereich in Bezug auf den Z-Ring 16 zu ermöglichen, und mit dem kurze, an den flossen angreifende Hebelarme gekoppelt sind. Eine andere Anordnung ist in Fig. 3 dargestellt, wo Federn 20 mit dem Flossenhebelarmen 19 tait Hilfe von Lenkern 21 gekoppelt sind. Wenn sich die Federn 20 zusammenziehen, werden die Lenker 21 in eine Lage gebracht, in der sie mehr oder weniger radial in Bezug auf die Flugkörperachse l.egen, und die Hebelarme 19 werden herausgeschwenkt, bis sie etwa im rechten Winkel zu den Lenkern 21 stehen, wodurch die Flossen 17 aufgerichtet werden. Before take-off, the missile or at least the tail section of the Missile contained in a launch tube, the deflecting nozzle 9 with the missile is aligned and the fins are folded down as shown in FIG. When the missile is free from the launch tube 18, the fins are automatically erected. This can can be achieved in several ways, one of which is an additional Ring on the Z-ring 16 to be provided which is spring-loaded to allow movement allow over a certain angular range with respect to the Z-ring 16, and with the short lever arms attacking the fins are coupled. Another Arrangement is shown in Fig. 3, where springs 20 tait with the fin lever arms 19 The aid of handlebars 21 are coupled. When the springs 20 contract, will the handlebars 21 brought into a position in which they are more or less radial in relation on the missile axis l.egen, and the lever arms 19 are pivoted out until they are approximately at right angles to the links 21, whereby the fins 17 are erected will.

Um das Heckrohr 2 ist vor der Flossen- und Düsenanordnung ein Verriegelungsring 22 angeordnet. der mit dem vorderen Ende des Gehäuseteil8 7 in Eingriff gebracht werden kann und ein Schwenken des Teils 7 während der hbschußphase verhindert. Der Zweck dieser Maßnahme besteht darin, den Blugkörper daran zu hindern, sich gegen das Flugzeug zu wenden, von dem der Start erfolgt ist. Wenn der Flugkörper von dem abschießenden Flugzeug frei ist, wird der Verriegelungsring 22 automatisch gelöst. There is a locking ring around the tail boom 2 in front of the fin and nozzle assembly 22 arranged. which is brought into engagement with the front end of the housing part 8 7 and prevents the part 7 from pivoting during the shooting phase. Of the The purpose of this measure is to prevent the bladder against itself turn the aircraft from which take-off took place. If the missile is affected by the is free for the aircraft to be launched, the locking ring 22 is automatically released.

Wie aus Fig. 2 zu ersehen ist,weist die andere xblenkdüse 9 einen kurzen, divergierenden Mündungstei 32 auf, der eine rückwärtige Fortsetzung der feststehender divergierenden inneren Düse 3 ist, wenn die äußere Düse 9 nicht ausgelenkt ist. Vor der Mündung 32 der äueren Düse wird der Durchmesser beträchtlich grö3er, bis schließlich der größte innere Durchmesser 33 erreicht wird. Hierdurch wird ein weiter, ringförmiger Spielraum 34 zwischen der Innenwand der äußeren Düse 9 und der feststehenden inneren DUse 3 geschaffen. Die äußere Düse 9 kann dadurch um einen nennenswerten Winkel in Bezug auf die feste innere Düse 3 ausgelenkt werden, bevor der Rand 35 der feststehenden Düse an die Wand 33 der äußeren Düse anst?jßt. In dem Bereich, in dem der Durchmesser der äußeren Düse von dem maximalen inneren Durchmesser bei 33 zu dem Durchmesser am vorderen Ende der kurzen Mündung 32 übergeht, besitzt di Innenwand der sseren Düse die Form einer teil-sphärischen ringförmigen Wölbung 36, deren geometrischer Mittelpunkt mit de Sch nkmittelpunkt 24 zusammenfällt. Diese gewölbte Fläche 36 sit@t unmittelbar auf einer passenden teil-sphärischen Fläche 37, die sich als ein äußerer Ring an den Ausgang der divergierenden Mündung der inneren feststehenden Düse 3 anschließt. Die Flache 37 wird ebenfalls um denselben Mittelpunkt 24 erzeugt, so daß bei einer Winkelauslenkung der äußeren Düse 9 die Flächen 36 und 37 an einer Seite der Düsenöffnung in ihrer aufeinanderpassenden Beziehung verbleiben, wie in Fig. 1 zu erkennen ist. As can be seen from Fig. 2, the other xblenkdüse 9 has a short, diverging muzzle part 32, which is a rearward continuation of the fixed diverging inner nozzle 3 is when the outer nozzle 9 is not deflected is. In front of the mouth 32 of the outer nozzle, the diameter becomes considerably larger, until finally the largest inner diameter 33 is reached. This becomes a further, annular clearance 34 between the inner wall of the outer nozzle 9 and the fixed inner nozzle 3 created. The outer nozzle 9 can thereby around a significant angle with respect to the fixed inner nozzle 3 are deflected before the edge 35 of the fixed nozzle abuts the wall 33 of the outer nozzle. In the area in which the diameter of the outer nozzle differs from the maximum inner diameter merges at 33 to the diameter at the front end of the short mouth 32, has The inner wall of the nozzle has the shape of a partially spherical ring-shaped bulge 36, the geometric center of which coincides with the center point 24 of the screw. These curved surface 36 sits directly on a suitable, partially spherical surface 37, which appear as an outer ring at the exit of the diverging Mouth of the inner fixed nozzle 3 connects. The surface 37 is also generated around the same center 24, so that with an angular deflection of the outer Nozzle 9 the surfaces 36 and 37 on one side of the nozzle opening in their mating Relationships remain, as can be seen in FIG. 1.

Wie bereits erwähnt wurde, wird der Flugkörper bei Luft/Luft-Gebrauch von einem Flugzeug in einen Abschußrchr getragen, wobei die schubvektorisierende Düse nicht ausgelenkt sondern verriegelt ist und die Flossen herabgefaltet sind. Das Abschußrohr kann ein einfaches Rohr aus mit Kunststoff verklebtem Papier mit einem inneren Drosselung ähnlich einem Kolbenring sein, der an oder nahe dem rückwärtigen Ende angeordnet ist. Der Vorteil eines solchen Abschußrohres zesteht darin, daß er eine thermische Isolation bringt, un zwar sowohl aufgrund des Rohrmaterials selbst als auch durch den Luftspalt zwischen dem Rohr und dem Flugkörper, der die Flugkörpersysteme auf mehr oder weniger gleicher Temperatur während mehrerer Flugstunden halt. Wenn der Flugkörper abgefeuert wird, zün'et dis Antriebssystem, und der Flugkörper wird aus dem Abschußrohr ausgestoßen. Unmittelbar beim Verlassen des Abschußrohres spring die Flugkörperflossen 17 in die aufgerichtete Lage, jedoch bleibt die schubvektorisierende Düse verriegelt. As mentioned earlier, the missile is in air-to-air use carried by an aircraft into a launcher, the thrust vectorizing The nozzle is not deflected but is locked and the fins are folded down. The launch tube can be a simple tube made of paper glued with plastic an internal restriction similar to a piston ring, which is at or near the rear End is arranged. The advantage of such a launch tube is that it brings thermal insulation, both because of the pipe material itself as well as through the air gap between the tube and the missile that forms the missile systems hold at more or less the same temperature for several hours of flight. if the missile is fired, the propulsion system fires and the missile will ejected from the launch tube. Immediately upon leaving the launch tube jump the missile fins 17 in the upright position, but the thrust vectorizing remains Nozzle locked.

Wenn der Flugkörper vom abschießenden Luftfahrzeug entfernt ist, wird ein Komandosignal erzeugt, durch das der Verriegelungsring 22 entriegelt und durch die Wirkung einer Feder 27 nn'h vorn bewegt wird. 11ierd'ch kann das Gehäuseteil 7, das die Flossen- und Ablenkdüsenanordnung trägt, durch Steuerung der Servobetätigungsglieder 30 in allen Richtungen um den Mittolpunkt 24 schwenken. @ierdurch erhält man in Kombination eine Schubvektor-Steuerung und eine aerodynamische Steuerung während der Tätigkeit des Antriebssystens und eine einfache aerodynamische Steuerung während der Nachrechnungsphase des Flugkörperkurses. When the missile is away from the launching aircraft, a command signal is generated by which the locking ring 22 is unlocked and is moved forward by the action of a spring 27 nn'h. 11ierd'ch can the housing part 7, that carries the fin and diverter nozzle assembly by controlling the servo actuators Pivot 30 in all directions around the center point 24. @ier by this you get in Combination of thrust vector control and aerodynamic control during the operation of the propulsion system and simple aerodynamic control during the recalculation phase of the missile course.

Durch die erfindungsgemäße, gewölbte Ablenkdüse ergibt sich eine wirksame Schubvektorisierun bei sehr geringes Schubverlust. Ferner werden aerodynamische Rollstörungen von den Flossen während der Steuermanöver vom Flugkörper aufgrund der Tatsache isoliert, daß die Flossen frei um das Lager 15 rotieren können. Hierdurch werden unberechenbare ruckartige Bewegungen bei Kursänderungen vermieden, die charakteristisch für die bisherigen gelenkven Flugkörper waren und die Funktion des Leit@@pfes durcheinanderbringen können. The curved deflecting nozzle according to the invention results in a effective thrust vectorization with very little loss of thrust. Also be aerodynamic Roll disturbances of the fins during the control maneuvers of the missile due to isolated from the fact that the fins are free to rotate about the bearing 15. Through this unpredictable jerky movements are avoided when changing course, which is characteristic for the previous articulated missiles and confuse the function of the Leit @@ pfes can.

Ein Vorteil der sphärischen Lageranordnung besteht darin, daß sie als Flammensperre wirkt und verhindert, daß die Flamme und heiße Gase des Düsenstromes nach vorn über den Zwischenraum 34 zwischen der inneren un uJeren Düese hinaus gelangen. Die gewölbte Ablenkfläche 36 und die damit zusammenwirkende feststehende Fläche 37 auf der inneren Düse geben ebenfalls eine teilweise Flammenabdichtung. An advantage of the spherical bearing arrangement is that they acts as a flame arrester and prevents the flame and hot gases from the jet stream get forward beyond the space 34 between the inner and outer nozzle. The curved deflecting surface 36 and the stationary surface cooperating therewith 37 on the inner nozzle also provide a partial flame seal.

Die Verwirklichung der Erfindung ist jedoch nicht auf @@@ beschriebene und dargestellte Anordnung beschränkt. Insbesondere kann beispielsweise die sphärische Lageranordnung durch eine andere Art einer universellen Schwenklagerung ersetzt werden, beispielsweise durch ein Kardamlager. In diesem Falle ist jedoch eine besondere Flammen- und Gasabdichtung erforderlich. Eine Möglichkeit hierfür ist die Anbringung einer abdichtenden flexiblen Mambran. However, the implementation of the invention is not described on @@@ and shown arrangement limited. In particular, for example, the spherical Bearing arrangement by a different type of universal pivot bearing replaced be made, for example by a cardam stock. In this case, however, is a special one Flame and gas seal required. One possibility for this is the attachment a sealing flexible mambran.

- Ansprüche -- Expectations -

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e: 1.) Control and drive system for an aircraft or spacecraft, e.g. for guided missiles or projectiles, with a Tail nozzle through which a driving gas flow exits and which is used to generate a Control according to the principle of vectorized thrust can be steered, since @@ rch is marked, that the nozzle (9) is mounted so that it is in all directions around a central one Point (24) is pivotable, which is located in front of the nozzle outlet, that the nozzle has a rearwardly converging part behind the pivot point, which leads to the The nozzle mouth and its inner wall (36) lead to the deflection of the outflowing gas is used when the nozzle is moved from its straight-ahead position to an angular position its pivot point is moved, and that the inner wall (30) is annular and arched is formed with a forward-facing partially spherical surface which is at the pivot point (24) has its geometric center.

2. System according to claim 1, characterized. da3 the driving force Gas flow of the steerable nozzle (9) is fed through a tail pipe (2), which in a fixed @@ inner nozzle section (3) ends within the steerable nozzle, and that in a straight-ahead position of the steerable Nozzle whose domed Inner wall (36) all around with the edge at the mouth of the fixed inner nozzle section is in sealing contact.

3. System according to claim 2, characterized in that the edge of the fixed inner nozzle has an annular surface (37), the part-spherical is formed and tnit the curved part-spherical surface (36) of the steerable Nozzle (9) fits together, and that their geometric center through the pivot point (24) is formed.

4. System according to claim 2 or 3, "characterized in that therein fixed inner nozzle (3) is a convergence / divergence nozzle, and that the pivot point (24) approximately in the middle of the neck of the fixed nozzle (3) l @@ gt.

5. System according to claim 4, characterized in that the mouth (32) of the steerable nozzle (9) is divergent and has a rear continuation of the divergent part of the fixed inner nozzle when the steerable nozzle is in a straight ahead position.

o. System according to one of the preceding claims, characterized in that that 'the steerable nozzle (9) mounted on a spherical bearing arrangement (5, 6) that forms a barrier for flames and hot gases towards the front @ and that the pivot point (24) lies in the center of this bearing arrangement on the longitudinal axis (12) of the missile.

7. System according to claim 4 and 6, characterized in that the cooperating parts of the spherical bearing assembly (5, 6) around the neck of the fixed inner nozzle (3) are arranged around.

8. System according to claim 6 or 7, characterized in that the spherical bearing arrangement has a key (13) and one that interacts with this 3ahn (14) contains that an angular deflection of the steerable box (9) about the pivot point (24) is possible in two mutually perpendicular planes, a rotary movement around the longitudinal axis, however, is prevented.

9. System according to one of the preceding claims @ @@ umch characterized, that a number of aerodynamic control and stabilizing fins (17) for the Missiles contain a common bearing with the steerable nozzle (>), so that they experience an angle with this together.

10. System according to claim 9, characterized in that the fins (173 are arranged so that they rotate @@ ch around the @ longitudinal axis of the controllable nozzle can.

11. System according to claim 9 or 10, characterized in that the Fins (17) can be folded down in such a way that the bladder is introduced into a launch tube can be.

12. System according to one of the preceding claims, characterized in that that a locking member (22; for Locking the dirigible Nozzle of the straight position is provided when launching the missile.

L e r s e i t e