DE2649643A1

DE2649643A1 - Rocket missile extending stabilising fins - have sections extended progressively by springs and releasing charges

Info

Publication number: DE2649643A1
Application number: DE19762649643
Authority: DE
Inventors: Hans-Georg Dr Rer Nat Knoche
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1976-10-29
Filing date: 1976-10-29
Publication date: 1978-06-15

Abstract

The rocket propelled missile has stabilising fins extended in starting phase step by step. These fins are extended to match the stabilising requirements on launching. The fins are extended according to a specific programme. The fins are held so that they or their actuators do not project beyond the missile circumference. The stabilising fin sections (1, 2, 3) are extended in stages until the whole articulated fin is extended. Each fin section pivoting axis is parallel to missile longitudinal axis. These axes are spring (17) loaded. A folded fin section is released by pyrotechnical delay element which initiates releasing charge of locking bars (25).

Description

Raketengetriebener Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisie-Rocket-propelled missile with deployable stabilization

rungsflächen Die Erfindung bezieht sich auf einen raketengetriebenen Flugkörper mit im Ausmaß eines vorgegebenen Stabilitätsverhaltens während der Startphase stufenweise entfaltbaren Stabilisierungsflächen.The invention relates to a rocket propelled Missile with a given stability behavior during the launch phase gradually unfoldable stabilization surfaces.

Raketengetriebene Flugkörper sind während der Beschleunigungsphase gegenüber Störeinflüssen, die eine Drehung des Flugkörpers um eine seiner Querachsen bewirken, besonders empfindlich.Missile propelled missiles are during the acceleration phase against interfering influences that cause a rotation of the missile around one of its transverse axes cause particularly sensitive.

Hierdurch entstehen Schubkomponenten senkrecht zur Sollrichtung, die zu einer Bahnwinkelablage bei Brennschluß des oder der Raketentriebwerke des Flugkörpers führen. Hierbei ist die erste Flugphase des Flugkörpers nach dem Verlassen seiner Startvorrichtung am kritischsten. Zu diesem Zeitpunkt hat der Flugkörper eine verhältnismäßig geringe Fluggescfrindigkeit, so daß Störeinflusse, insbesondere Windstörungen hier besonders leicht zu Ablagen des Flugkörpers von der vorgesehenen Flugrichtung führen. Während des Flut,es dreht ein aerodynamisch stabiler Flugkörper in den Wind und nimmt die Richtung der Resultierenden aus Flug- und Windgeschwindigkeit ein. Ein aerodynamisch instabiler Flugkörper dagegen wird vom Wind abgedreht. Diese Drehungen um den Schwerpunkt f'2lren zu Fehlausrichtungen des Schubvektors und damit zu Bahnwinkelablagen mit entsprechenden Ablagen in Zielgebiet.This creates shear components perpendicular to the target direction, the to a path angle offset when the missile engine or missiles are not burning to lead. This is the first flight phase of the missile after leaving it Starting device most critical. At this point, the missile has a proportionate low Fluggescfrindigkeit, so that disturbances, especially wind disturbances here particularly easy to deposit the missile from the intended flight direction. During the high tide, an aerodynamically stable missile turns into the wind and takes the direction of the resultant from the airspeed and wind speed. A Aerodynamically unstable missiles, on the other hand, are turned away by the wind. These twists around the center of gravity lead to misalignments of the thrust vector and thus to path angles with appropriate storage in the target area.

Durch; die DT-OS ly fo 658 ist ein raketengetriebener ballistisch fliegender Flugkurper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen bek&-nnt geworden, die nach einer durch den Start des Flugkörpers eingeleiteten vorbestimmbaren Verzögerungszeit ausgeklappt werden. Dadurch hat der Flugkörper an Anf'ang seiner Flugbahn eine instabile Flugphase, die nach dem Entfalten der Stabilisierun,sflächen schlagartig in eine stabile Flugphase übergeht. Das Flugverhalten eines solchen Flugkörpers ist daher je nach seiner Stabilität durch Flughasen unterschiedlicher Störempfindlichlceit gekennzeichnet.By; the DT-OS ly fo 658 is a rocket propelled ballistic flying missiles with unfoldable stabilization surfaces have become known, after a predeterminable delay time initiated by the launch of the missile be unfolded. As a result, the missile has an unstable trajectory at the beginning of its flight path Flight phase that suddenly turns into a stable flight phase passes. The flight behavior of such a missile is therefore depending on its stability due to flying phases, different susceptibility to interference marked.

Wie die Erfahrung gezeigt hat, ist es bei ballistisch fliegenden raketengetriebenen Flugkörpern zur Erzielung minimaler Streuung unter dem Einfluß der genannten Störgrößen aber wünschenswert, die Stabilität des Flugkörpers in der Startphase stufenweise aufzubauen. Beispielsweise kann es wünschenswert sein, zu Beginn des Startvorganges indifferent zu starten und zu einem optimalen Zeitpunkt die volle Stabilität zu haben.As experience has shown, it is with ballistic missile propulsion Missiles to achieve minimal scattering under the influence of the disturbance variables mentioned but desirable, the stability of the missile in the launch phase gradually build up. For example, it can be desirable at the beginning of the start-up process to start indifferently and to gain full stability at an optimal point in time to have.

Hierzu ist es aus der DT-OS 21 6o 324 bekannt, die entfaltbaren Stabilisierungsflächen eines raketengetriebenen Flugkörpers in hintereinander angeordnete Teilflächen zu unterteilen und die Größe der wirksamen Fläche der Stabilisierungsflächen im Ausmaß der erforderlichen Beeinflussung des Stabilitätsverhaltens des Flugkörpers über an sich bekannte Schaltmittel zu verändern.For this purpose, it is known from DT-OS 21 6o 324, the unfoldable stabilization surfaces of a rocket-propelled missile in sub-areas arranged one behind the other subdivide and the size of the effective area of the stabilization areas in extent the necessary influencing of the stability behavior of the missile to change known switching means.

Durch dieses partielle Aufklappen des Leitwerkes ist es möglich, den Druckpunktverlauf des Flugkörpers den ballistischen Erfordernissen anzupassen.This partial unfolding of the tail unit makes it possible to use the Adapt the course of the missile's pressure point to the ballistic requirements.

Der Realisierung solcher stufenweise aufklappbarer Stabilisierungsflächen stehen aber erhebliche Schwierigkeiten entgegen, da diese möglichst in dem relativ engen Raum um den Düsenhals des Raketentriebwerkes unterzubringen sind, um den Querschnitt des Flugkörpers nicht zu vergrößern.The realization of such stabilizing surfaces, which can be folded out step by step however, there are considerable difficulties, since these are as possible in the relative narrow space around the nozzle throat of the rocket engine to accommodate the cross-section of the missile not to enlarge.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, bei einem Flugkörpers der eingangs genannten Art die nach einem vorgegebenen Programm entfaltbaren Stabilisierungsflächen so auszubilden, daß sie besser als bisher an einem Flugkörper angebracht werden können und ohne daß dadurch Teile der Stabilisierungsflächen oder ihrer Einrichtungen zur Entfaltung über den Außendurchmesser des Flugkörpers ragen oder aber den Außendurchmesser des Flugkörpers insgesamt vergrößern.The invention is therefore based on the object of a missile of the type mentioned at the beginning, the stabilization surfaces that can be unfolded according to a predetermined program to train so that they are better attached than before to a missile can and without thereby parts of the stabilizing surfaces or their facilities protrude beyond the outer diameter of the missile for deployment or the outer diameter of the missile as a whole.

Ausgehend von einem Flugkörper der eingangs genannten Art ist diese Aufgabe gemäß der Erfindung gelöst durch eine solche Ausbildung der Stabilisierungsflächen, daß sie bei gleichbleibender Leitwerkstiefe in ihrer Spannweite stufenweise entfaltbar sind.This is based on a missile of the type mentioned at the beginning Object according to the invention achieved by such a design of the stabilizing surfaces, that they can be gradually unfolded in their wingspan with the same tail unit depth are.

Hierzu ist nach einem weiteren Merkmal der Erfindung jede der Stabilisierungsflächen in zwei, vorzugsweise drei gelenkig miteinander verbundene Teilflächen unterteilt, deren Schwenkachsen jeweils parallel zur Längsachse des Flugkörpers liegen, wobei jeder Schwenkachse ein die Teilflächen ausklappender Kraftspeicher zugeordnet ist, die durch den Teilflächen zugeordnete zeitabhängig auslösbare Sperrvorrichtungen in Betrieb setzbar sind.For this purpose, according to a further feature of the invention, each of the stabilizing surfaces is divided into two, preferably three articulated, interconnected partial surfaces, whose pivot axes are each parallel to the longitudinal axis of the missile, wherein everyone Pivot axis is associated with a force storage mechanism that folds out the partial areas time-dependent releasable locking devices in Operation are settable.

Es ist leicht einzusehen, daß durch eine solche Anordnung und Ausbildung der Teilflächen der Stabilisierungsflächen diese leicht in den freien Raum im Bereich zwischen Flugkörperrumpf und Düsenhals angeordnet werden können, ohne daß sie den durch den Rumpf des Flugkörpers gegebenen Durchmesser überragen. Infolge der großen Leitwerkstiefe wird das Gebiet des MaximalauS-triebes und damit die Wirksamkeit der Stabilisierungsflächen groß.It is easy to see that by such an arrangement and construction of the partial surfaces of the stabilization surfaces, these slightly into the free space in the area can be arranged between the missile fuselage and nozzle neck without them project through the given diameter by the fuselage of the missile. As a result of the great Tail unit depth becomes the area of maximum drive and thus the effectiveness the stabilization surfaces large.

Zwar ist es aus der DT-AS lo 58 951 bekannt, die Teilflächen von entfaltbaren Stabilisierungsflächen eines raketengetriebenen Flugkörpers um Achsen zu entfalten, die parallel zur Längsachse des Flugkörpers liegen. Dort ist aber lediglich an das Falten der Stabilisierungsfläche und nicht an das nach einem vorbestimmten Programm erfolgende Entfalten der Stabilisierungsflächen zum Zwecke der stufenweisen änderung des Stabilitätsverhaltens des Flugkörpers gedacht worden. Solche Stabilisierungsflächen entfalten sich zu einem bestimmten Zeitpunkt in voller Größe, so daß im eingeklappten Zustand der Stabilisierungsflächen der Flugkörper voll instabil ist, was einer Minimierung der: Streuung in der Anfangsphase des Startvorganges abträglich ist.Although it is known from DT-AS lo 58 951, the partial areas of unfoldable Unfold stabilization surfaces of a rocket-propelled missile around axes, which are parallel to the longitudinal axis of the missile. But there is only that Folding the stabilization surface and not following a predetermined program subsequent unfolding of the stabilization surfaces for the purpose of gradual change the stability behavior of the missile has been thought. Such stabilization surfaces unfold at some point in full size, so im collapsed State of the stabilization surfaces of the missile is completely unstable, which is a minimization der: Dispersion in the initial phase of the starting process is detrimental.

Ein Ausfbhrungsbeispiel der Erfindung ist anhand der Zeichnung nachfolgend beschrieben.An exemplary embodiment of the invention is shown below with reference to the drawing described.

Es zeigen: Figur 1 eine Draufsicht auf eine Ausführungsrorm eines Klappleitwerkes gemäß der Erfindung, Figur 2 eine Ansicht von hinten auf das Klappleitwerk nach Fig. 1 im teilweise ausgeklappten Zustand, Figur 5 eine Ansicht von hinten auf das zusammengeklappte Klappleitwerk und Figur 4 eine Einzelheit des Riegelmechanismus in vergrößerter Darstellung.The figures show: FIG. 1 a plan view of an embodiment of a Folding control unit according to the invention, FIG. 2 shows a view from behind of the folding control unit according to Fig. 1 in the partially unfolded state, Figure 5 is a view from behind on the folded folding tail and Figure 4 a detail of the Latch mechanism in an enlarged view.

Um die nachteiligen Wirkungen des Verlaufes von Druckpunkt und Schwerpunkt eines Flugkörpers F auf seiner Flugbahn, insbesondere während des Startvorganges, zu beheben, sind dessen Stabilisierungsflächen LW längs ihrer Spannweite jeweils in drei gleiche Teile 1, 2 und 5 unterteilt, die im zusammengeklappten Zustand aufeinanderliegend sich innerhalb des von Triebwerksdüse 4 und Außendurchmesser des Flugkörperrumpfes 5 begrenzten Raumes befinden; vgl. Fig. 5.About the adverse effects of the course of the pressure point and center of gravity of a missile F on its flight path, especially during the take-off process, to remedy, its stabilization surfaces LW are to be found along their span divided into three equal parts 1, 2 and 5, which lie one on top of the other in the folded state located within the engine nozzle 4 and the outer diameter of the missile fuselage 5 of limited space; see Fig. 5.

Die Teile einer jeden Stabilisierungsrläche sind jeweils durch parallel zur Flugkörper-Längsachse liegende Achsen 8, die je in Lageraugen 9 und lo der Teile 1 bis 5 eingreifen, gelenkig miteinander verbunden. Das dem Flugkörperrumpf am nächsten liegende Teil 1 weist ebenfalls Lageraugen 9 auf und ist jeweils durch eine ebenfalls zur Flugkörper-Längsachse parallele Achse 11 mit einem rotationssymmetrischen Trägerelement 12 gelenkig verbunden.The parts of each stabilizing surface are each parallel through to the missile longitudinal axis lying axes 8, each in bearing eyes 9 and lo of the parts 1 to 5 engage, articulated together. The one closest to the missile fuselage lying part 1 also has bearing eyes 9 and is in each case also by one to the missile longitudinal axis parallel axis 11 with a rotationally symmetrical carrier element 12 articulated.

Das Trägerelement befindet sich zwischen dem Ende des Flugkörperrumpfes und dem Ende der Düse 4 und weist an seinen Enden je einen Bund 15 und 14 sowie in seinem ersten Drittel einen Bund 15 auf. Die Achsen 11 erstrecken sich durch die Bunde 14 und 15 und enden jeweils in einem Sackloch 16 des Bundes 15. Je eine auf den Achsen 8 und 11 angeordnete Schraubenfeder 17 hat das Bestreben, durch ihre Torsionswirkung die nebeneinanderliegenden Teile durch Drehung um die Achsen 8 und 11 aufzuklappen, bis die aus Fig. 1 ersichtliche Endstellung erreicht ist. Sie erzeugen ferner Haltekräfte, um die einzelnen Flügelteile in der ausgeklappten Stellung in ihrer Lage zu halten. Hierzu stützen sich die Federenden jeweils auf den Lageraugen 9 und lo ab und beaufschlagen die Teile in Richtung des Pfeiles 18, wodurch im aufgeklappten Zustand die Verriegelung der Teile der Stabilisierungsflächen aufrechterhalten wird. Zierzu ist der jeweils hintere Teil der Lageraugen lo mit einer Kerbe oder Rast 19 versehen, in welche jeweils ein auf dem Bund 14 bzw. auf den Lageraugen 9 befindlicher Vorsprung 20 eingreifen kann. Die Kerben 19 und die Vorsprünge 20 sind jeweils derart angeordnet, daß bei ihrer Ineingriffstellung sich die Teile der Stabilisierungsflächen in der in Fig. 1 dargestellten radialen Lage befinden.The carrier element is located between the end of the missile fuselage and the end of the nozzle 4 and has at its ends a collar 15 and 14 as well a fret 15 in its first third. The axes 11 extend through the cuffs 14 and 15 and each end in a blind hole 16 of the covenant 15. One each arranged on the axes 8 and 11 coil spring 17 has the tendency to through their Torsional action of the adjacent parts by rotating about the axes 8 and 11 unfold until the end position shown in FIG. 1 is reached. You generate also holding forces to the individual wing parts in the unfolded position to keep their location. To do this, support themselves the spring ends respectively on the bearing eyes 9 and lo and act on the parts in the direction of the arrow 18, whereby in the unfolded state the locking of the parts of the stabilizing surfaces is maintained. Ornamental is the rear part of the bearing eyes lo with a notch or latch 19 provided, in each of which one on the collar 14 or on the projection 20 located in the bearing eyes 9 can engage. The notches 19 and the Projections 20 are each arranged such that when they are engaged the parts of the stabilization surfaces in the radial position shown in FIG. 1 are located.

Ferner sind etwa in der Mitte eines jeden Flügelteiles 2 und 3 im zusammengeklappten Zustand miteinander fluchtende Ösen 22 und 23 vorgesehen, durch die jeweils ein Riegelstab 25 gesteckt ist. Ferner sind Riegelstäbe 26 der Teile 3 vorgesehen, die im eingeklappten Zustand der Klappflügel in Bohrungen 27 innerhalb der Bunde 14 und 15 eingreifen, vgl. Fig. 3.Furthermore, approximately in the middle of each wing part 2 and 3 in When folded together, eyelets 22 and 23 are provided, through each one locking bar 25 is inserted. Furthermore, locking bars 26 are the parts 3 provided, which in the folded state of the folding wing in holes 27 within of the collars 14 and 15 engage, see. Fig. 3.

Jedem Riegelstab ist eine Sprengkapsel 50 zugeordnet, die bei ihrer Zündung die Riegelstäbe zerstört, so daß die durch ihn hervorgerufene Sperre zwischen den nebeneinanderliegenden Teilen einer Stabilisierungsfläche aufgehoben ist und die jeweilige Schraubenfeder 17 die ihr zugeordneten Teile in die in Fig. 1 dargestellte ausgeklappte Lage bewegt. Ferner ist der Anzahl der Teile der Stabilisierungsflächen entsprechend eine Anzahl von pyrotechnischen Verzögerungsgliedern 32 vorgesehen, durch die das zeitverzögerte Ausklappen der Flügelteile steuerbar ist. Die pyrotechnischen Verzögerungsglieder werden jeweils durch eine weitere Sprengkapsel 33 ausgelöst, die beim Start des hier nicht näher dargestellten Raketentriebwerkes gleichzeitig elektrisch gezündet wird.A detonator 50 is assigned to each locking bar Ignition destroyed the locking bars, so that the lock caused by it between the adjacent parts of a stabilization surface is canceled and the respective helical spring 17 converts the parts assigned to it into that shown in FIG moved out position. Furthermore, the number of parts of the stabilizing surfaces correspondingly a number of pyrotechnic delay elements 32 are provided, through which the delayed unfolding of the wing parts can be controlled. The pyrotechnic Delay elements are each triggered by a further detonator 33, at the same time when the rocket engine not shown here is started is ignited electrically.

Durch richtige Bemessung der pyrotechnischen Verzögerungssätze läßt sich also ein stufenweises Ausklappen der Stabilisierungsflächen im Sinne einer Optimierung der von dem Flugkörper durchzuführenden ballistischen Flugbahn erreichen. Selbstverständlich können auch andere Verzögerungsmittel verwendet werden, es sind zwei, drei oder vier gleichmäßig am Umfang des Flugkörperrumpfes verteilte Stabilisierungsflächen möglich.By correctly dimensioning the pyrotechnic delay rates So a gradual unfolding of the stabilization surfaces in the sense of a Achieve optimization of the ballistic trajectory to be carried out by the missile. Of course other delay means can be used, two, three or four stabilizing surfaces evenly distributed around the circumference of the missile fuselage possible.

Patentansprüche: L e e r s e i t e Patent claims: L e r s e i t e

Claims

Claims t f rocket-propelled missile with the extent of a predetermined stability behavior gradually unfoldable during the start phase Stabilization surfaces, not shown by such a training of the stabilization surfaces (1 to 3) that they can be achieved with the same tail unit depth are gradually expandable in their span.

2. Missile according to claim 1, characterized in that g e k e n n z e i c h -n e t that each tail surface (1 to 3) is articulated in two, preferably three, with one another connected partial surfaces (1, 2, 3) is divided, the pivot axes (8, ii respectively lie parallel to the longitudinal axis of the missile (F) that each pivot axis a Partial areas of the unfolding force storage device (17) is assigned, which are through the partial areas assigned locking devices (70, 32, 73) which can be triggered as a function of time can be put into operation are.

3. Missile according to claims 1 and 2, characterized g e k e n n -z e i c h n e t that as a locking device pyrotechnically releasable locking bars (25) and pyrotechnic delay elements (32) serve as timing elements.