DE2949293A1

DE2949293A1 - Rocket guide flap mechanism - slides flaps forward on spindles during extension

Info

Publication number: DE2949293A1
Application number: DE19792949293
Authority: DE
Inventors: Prof. Dipl.-Ing. Dr. Walter 5060 Bergisch Gladbach Diesinger; Ing.(grad.) Christoph 5461 Ockenfels Mathey; Hans-Werner Dipl.-Ing. 6234 Hattersheim Schindler
Original assignee: GRS GES fur RAKETEN SYSTEME M
Current assignee: Huels Troisdorf AG
Priority date: 1979-12-07
Filing date: 1979-12-07
Publication date: 1981-06-11

Abstract

The guide flap mechanism is for a rocket-propelled body, having spindles secured to the body and parallel to its lengthwise axis, and accommodating guide surfaces by means of bearings. Each guide surface flap is swung by a drive mechanism between the folded and extended positions. During or immediately after the extension operation, the flaps (5) can be slid forwards in the direction of flight on the spindles (4), typically by springs (8). When extended and thrust forward, the flaps can be secured to the body via a locking mechanism (12,13) absorbing torque about the spindles.

Description

Klappleitwerk für durch Raketentleibsätze ane- Folding tail for an-

triebene FluUkorper Die Erfindung befaßt sich mit einem Klappleitwerk der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art. drifted fluors The invention is concerned with a folding tail of the type specified in the preamble of claim 1.

Klappleitwerke werden insbesondere bei ungelenkten Raketenflugkörpern für deren aerodynamische Stabilisierung verwendet. Bei ungelenkten Raketenflugkörpern bestehen wegen des erheblichen Einflusses des aerodynamischen Widerstandes und aus logistischen Gründen in der Regel Beschränkungen hinsichtlich des Kalibers und des Gesamtvolumens. Sowohl der Antrieb als auch die Stabilisierungseinrichtung müssen deshalb möglichst kompakt sein. Die damit verbundenen Probleme sind besonders bei solchen ungelenkten Flugkörpernaigenscheinlich, welche aus Rohren verschossen werden, deren Innendurchmesser etwa gleich dem Flugkörperkaliber ist.Folding tail gates are used in particular in unguided rocket missiles used for their aerodynamic stabilization. With unguided rocket missiles consist because of the significant influence of aerodynamic drag and For logistical reasons, there are usually restrictions on the caliber and the Total volume. Both the drive and the stabilization device must therefore be as compact as possible. The problems associated with it are particular to such unguided missiles, which are fired from tubes, whose inner diameter is approximately equal to the missile caliber.

Bei diesen Flugkörpern ist das Klappleitwerk z.B. mit vier Leitwerksflächen ausgebildet, die um im wesentlichen parallel zur FlugRörperlängsachse angeordnete Leitwerksachsen unter der Einwirkung von auf diesen angeordneten Scherkeldruckfedern verschwenkbar sind. Sie sind im Bereich der Düse angeordnet und können zum Teil oder auch ganz elastisch verformbar sein, um aus Platzgründen bis zum Abschuß um die Flugkörperdüse "gewickelt" sein zu können. Die Leitwerksflächen klappen nach dem Abschuß unabhängig mit Hilfe der Schenkeldruckfedern in Umfangs richtung des Flugkörpers in ihre ausgestellte Position, d.h. in ihre Funktionsstellung und verriegeln. Die Verriegelung erfolgt dadurch, daß die Schenkeldruckfeder die Leitwerksfläche entgegen der Flugrichtung, d.h. zum Düsenende hin verschiebt und über zwei dabei aneinander zur Anlage kommende Keilflächen arretiert.In these missiles, the folding tail is e.g. with four tail surfaces formed, which are arranged around substantially parallel to the missile longitudinal axis Tail axles under the action of shear force springs arranged on them are pivotable. They are arranged in the area of the nozzle and can in part or be completely elastically deformable in order to save space until the launch the missile nozzle to be "wound". The tail surfaces fold down the launch independently with the help of the leg compression springs in the circumferential direction of the Missile in its deployed position, i.e. in its functional position and lock. The locking takes place in that the leg compression spring touches the tail surface against the direction of flight, i.e. moved towards the end of the nozzle and over two thereby wedge surfaces coming into contact with one another are locked.

Durch die bereits genannte Kaliberbeschränkung ist dabei häufig der Düsendurchmesser und damit auch der Austritts-oder Endquerschnitt der Düse kleiner als optimal, was zu einer Aufweitung des Gasstrahls unmittelbar nach Verlassen der Düse und damit zu einer Minderung der Wirksamkeit des Leitwerks führen kann (sogenannter Plumeeffekt).Due to the already mentioned caliber limitation, the The nozzle diameter and thus also the exit or end cross section of the nozzle are smaller as optimal, which leads to a widening of the gas jet immediately after leaving the Nozzle and thus to a reduction in the effectiveness of the tail unit (so-called Plume effect).

Um diesen durch den sich erweiternden Gasstrahl der unterexpandierenden Düse bedingten Nachteil zu vermeiden oder zu vermindern, ist es bekannt, das Klappleitwerk von vornherein in größerem Abstand vom Düsenende anzuordnen.To this by the expanding gas jet of the underexpanding To avoid or reduce the disadvantage caused by the nozzle, it is known to use the folding tail to be arranged at a greater distance from the nozzle end from the start.

Dies hat jedoch in der Regel den Nachteil, daß dadurch für den Treibstoff nutzbares Flugkörpervolumen verlorengeht, was eine entsprechende Verminderung der Reichweite zur Folge hat.However, this usually has the disadvantage that it affects the fuel usable missile volume is lost, resulting in a corresponding reduction in the Range.

Der Erfindur47 liegt die Aufgabe zugrunde, bei einem Klappleiterk der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art insbesondere die vorstehenden Nachteile zu vermeiden, d.h. dieses so auszubilden, daß eine Beeinträchtigung der Leitwerkswirksamkeit durch einen sich erweiternden Gasstrahl einer Düse zumindest weitgehendst vermieden wird, ohne dafür andere Nachteile, wie z.B. Reduzierung der unterbringbaren Treibstoffmenge oder einer Nutzlast in Kauf nehmen zu müssen.The invention is based on the task of a folding ladder that specified in the preamble of claim 1 Kind in particular to avoid the above disadvantages, i.e. to design this in such a way that an impairment the tail unit effectiveness through a widening gas jet of a nozzle at least is largely avoided without any other disadvantages, such as reducing the Having to accept the amount of fuel that can be accommodated or a payload.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Ausbildung entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst. Das Verschieben der einzelnen Leitwerksflächen nach vorn kann durch Kraftelemente auf pneumatischer, pyrotechnischer, elektromechanischer Basis od.dgl., d.h. auf sehr vielfältige Art erfolgen. Damit wird in vorteilhafter Weise erreicht, daß einerseits die Leitwrksflächen in ihrer Ausgangsstellung nahe dem Düsenende anordbar sind, so daß das vorgegebene beschränkte Volumen des Flugkörpers voll für andere Zwecke genutzt werden kann. Andererseits sind in der Funktionsstellung der Leitwerksflächen diese zumindest im wesentlichen aus dem Einflußbereich des sich erweiternden Gasstrahles entfernt, indem sie entsprechend weit nach vorn über das Flugkörperneck, insbesondere das Brennkammerrohr, geschoben sind.According to the invention, this object is achieved accordingly through a training the characterizing part of claim 1 solved. Moving the individual tail surfaces forward can be through force elements on pneumatic, pyrotechnic, electromechanical Basis or the like, i.e. take place in a very diverse way. This becomes more advantageous Way achieved that on the one hand the Leitwrksflächen close in their starting position the nozzle end can be arranged, so that the predetermined limited volume of the missile can be fully used for other purposes. On the other hand are in the functional position of the tail surfaces these at least essentially from the sphere of influence of the widening gas jet away by moving it far forward over the missile corner, in particular the combustion chamber tube, are pushed.

Ein sehr einfaches und funktionssicheres Kraftelement für das Verschieben der einzelnen Leitwerksflächen erhält man, wenn gemaß Anspruch 2 eine Feder als Antriebselement verwendet wird. Bevorzugt werden Druckfedern angewandt.A very simple and functionally reliable force element for moving the individual tail surfaces are obtained if according to claim 2 a spring as Drive element is used. Compression springs are preferred.

Besonders einfach wird der AuSbau, wenn die herkomaliche Schenkeldruckfeder für das Aufklappen zusätzlich für das Nach-vorn-Schieben verwendet wird. Die Schenkeldruckfeder stützt sich dabei mit ihrem hinteren Ende an der Struktur des Düsenkörpers und mit ihrem vorderen Ende an einem Anschlag der Leitwerksfläche, insbesondere deren vorderem Lager, Ab, wobei die Leitwerksfläche auf der Leitwerks- achse nach vorn verschiebbar ist.The expansion is particularly easy if the conventional leg compression spring is also used to slide it forward for opening. The leg compression spring is supported with its rear end on the structure of the nozzle body and with its front end against a stop on the tail surface, in particular the front one Lager, Ab, with the tail surface on the tail axis to can be moved forward.

Um in der Funktionsstellung die Leitwerksfläche gegen anschließendes Verdrehen infolge aerodynamischer oder anderer Lasten zu sichern, erweist sich die Ausbildung nach Anspruch 3 als vorteilhaft, wobei die formschlüssige Verriegelung insbesondere über das vordere Lager der Leitwerksfläche und die an diesem zur Anlage kommende Gegenfläche des Flugkörpers erfolgt.To in the functional position the tail surface against subsequent To secure twisting as a result of aerodynamic or other loads, the Training according to claim 3 as advantageous, wherein the positive locking in particular about the front bearing of the tail surface and the one attached to it Coming opposite surface of the missile takes place.

Die axiale Fixierung der Leitwerksfläche in ihrer E'unktionsstellu;zE kann prinzipiell über eine entsprechend starke Aufklapp- und Vorschubfeder erfolgen. Bevorzugt wird jedoch eine Verriegelung nach Anspruch 4, insbesondere gegenüber der in der Struktur des Flugkörpers fest angeordneten Leitwerksachse.The axial fixation of the tail surface in its E'unktionsstellu; zE can in principle take place via a correspondingly strong opening and advancing spring. However, a lock according to claim 4 is preferred, in particular opposite the tail axis fixed in the structure of the missile.

Die Erfindung ist in der Zeichnung in einem Ausführungsbeispiel gezeigt und wird anhand dieses nachstehend noch näher erläutert. Dabei sind in den verschiedenen Figuren gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern versehen. Es zeigen Fig. 1 ein Flugkörperheck im Längsschnitt, wobei die obere Hälfte die aufgeklappte Leitwerksfläche noch in ihrer hinteren Position zeigt, während in der unteren Hälfte die aufgeklappte Leitwerksfläche in ihrer nach vorn verschobenen Funktionsstellung gezeigt ist, Fig. 2 eine Ansicht gemäß dem Pfei.l X in Fig. 1 und Fig. 3 ein Teilschnitt entlang der Linie I-I in Fig. 1.The invention is shown in the drawing in one embodiment and is explained in more detail below on the basis of this. Are in the various Figures are provided with the same parts with the same reference numerals. 1 shows a Missile tail in longitudinal section, with the upper half the unfolded tail surface still in its rear position, while in the lower half the unfolded one The tail surface is shown in its functional position shifted to the front, Fig. 2 is a view according to the arrow X in FIG. 1 and FIG. 3 is a partial section along the line Line I-I in Fig. 1.

Der Flugkörper 1 mit Brennkammer 2 und Düse 3 weist, um diese gleichmäßig verteilt herum angeordnet, die vier im wesentlichen achsparallelen Leitwerksachsen 4 mit darauf verschwenkbar angeordneten Leitwerksflächen 5 auf. Am hinteren Ende der Leitwerksachsen 4 sind koaxial die zylindrischen Büchsen 6 angeordnet, die sich mit ihrem Boden 6' an dem Anschlag 7 der Düse 3 abstützen. Die Büchsen 6 dienen einerseits zur Aufnahme der zylindrischen Bchenkeldruckfedern 8 auf einem Teil ihrer axialen Länge und andererseits mit ihrer zylindrischen Außenfläche 6" zur axialen Führung der Leitwerksfläche 5, die mit ihrem hinteren Lager 9 auf der Büchse 6 nach vorn verschiebbar angeordnet ist. Mit ihrem vorderen Lager 10 ist die Leitwerksfläche 5 unmittelbar auf der Leitwerksachse 4 verschiebbar geführt. An diesem Lager 10 stützt sich auch die ßchenkeldruckfeder 8 mit ihrem vorderen Ende ab.The missile 1 with combustion chamber 2 and nozzle 3 has to these Arranged evenly distributed around the four essentially axially parallel tail unit axes 4 with tail surfaces 5 pivotably arranged thereon. At the far end of the empennage axes 4, the cylindrical sleeves 6 are arranged coaxially, which support with their bottom 6 'on the stop 7 of the nozzle 3. The cans 6 are used on the one hand to accommodate the cylindrical leg compression springs 8 on part of their axial length and on the other hand with its cylindrical outer surface 6 "to the axial Guide the tail surface 5, which with its rear bearing 9 on the bush 6 after is arranged to be displaceable at the front. With its front bearing 10 is the tail surface 5 guided displaceably directly on the tail unit axis 4. At this camp 10 the ßkeldruckfeder 8 is also supported with its front end.

Die Funktion ist wie folgt: Verläßt der Flugkörper beim Start die Abschußvorrichtung, insbesondere ein Rohr, so bewirkt die Schenkeldruckfeder 8 das Aufklappen der Leitwerksflächen 5 in Umfangsrichtung, bis diese mit ihrem Rand 11 am Düsenkörper 3 zur Anlage kommen. Gleichzeitig oder unmittelbar nach dem iufklappvorgang wird durch die selbe Feder die Leitwerksfläche 5 in Flugrichtung nach vorn verschoben, bis sie an der Flugkörper~ gegenfläche zur Anlage kommt. Dabei greift sie mit ihrer radialen stegförmigen Nase 12, die am vorderen Lager 10 ausgebildet ist, in die korrespondierende radiale Nut 13 der Brennkammer 2 ein, wie Fig. 3 deutlicher zeigt. Durch dieses Einrasten der Nase 12 in die Nut 13 ist die Leitwerksfläche 5 gegen Verdrehen gesichert. Zu ihrer axialen Arretierung ist im vorderen Lager 10 ein federbelasteter radialer Verriegelungsstift 14 angeordnet, der in die Ausnehmung 15 der Leitwerksachse 4 in der Funktions stellung der Flächen 5 eingreift.The function is as follows: If the missile leaves the Firing device, in particular a pipe, the leg compression spring 8 causes this Unfold the tail surfaces 5 in the circumferential direction until they with their edge 11 come to rest on the nozzle body 3. Simultaneously or immediately after the opening process the tail surface 5 is moved forward in the direction of flight by the same spring, until it comes to rest against the surface of the missile. She intervenes with hers radial web-shaped nose 12, which is formed on the front bearing 10, into the corresponding radial groove 13 of the combustion chamber 2, as FIG. 3 shows more clearly. By engaging the nose 12 in the groove 13, the tail surface 5 is opposite Twisting secured. For their axial locking in the front bearing 10 is a spring-loaded radial locking pin 14 arranged in the recess 15 of the empennage axis 4 engages in the functional position of the surfaces 5.

Claims

Claims: 1. Folding tail for propelled by rocket propellants Missiles, with at least c, ns arranged approximately parallel to the missile longitudinal axis and tail unit axes connected to the fluck body with associated tail unit surfaces, each empennage surface pivotable with at least one bearing on the empennage axis arranged and under the action of force from an applied position to an exhibited one The position can be opened, so that the tail panels are not shown (5) during or immediately after the unfolding process on the tail axis (4-) can be moved forward in the direction of flight.

2. folding tailgate according to claim 1, characterized in that for the displacement of a spring (8) is provided.

3. folding tailgate according to claim n or 2, characterized in that the exposed tail surfaces (5) in their pushed forward position a lock (12, 13) which absorbs torques about the tail unit axes (4) the missile (1) are connected.

4. folding tailgate according to one of claims 1 to 3, characterized in that that the issued tail surfaces (5) in their pushed forward position Connected to the missile (1) via a lock (14, 15) which absorbs axial forces are.