DE4024264A1 - Vorrichtung zum steuern eines flugkoerpers - Google Patents
Vorrichtung zum steuern eines flugkoerpersInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zum Steuern
eines Flugkörpers gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Aus der DE-PS 34 29 798 ist eine solche Vorrichtung bekannt, bei
der vorzugsweise in der Flugkörperspitze ein Verteiler für ein
Strömungsmittel, vorzugsweise Heißgas eines Gasgenerators,
gelagert ist, der seinerseits um die Flugkörperlängsachse
rotiert und zumindest eine Auslaßöffnung aufweist, aus der
Heißgas etwa senkrecht zur Flugkörperlängsachse abgegeben wird.
Die den Verteiler mit der Auslaßöffnung umgebende
Flugkörperspitze ist ihrerseits angetrieben, z. B. mit Hilfe von
Luftrudern, und weist eine oder mehrere Ausblasöffnungen auf,
deren Überdeckungsgrad mit der Auslaßöffnung des Verteilers mit
Hilfe eines Bremssystemes, z. B. eines elektromagnetischen
Kupplungssystemes einstellbar ist. Hierzu kann entweder die
Drehung der Flugkörperspitze oder die Drehung des Verteilers
durch das Bremssystem beeinflußt werden.
Ein Problem bei dieser Vorrichtung ist die Gasdurchführung
zwischen dem im Flugkörpergehäuse angeordneten Gasgenerator und
dem drehenden Verteiler in der Flugkörperspitze: an dieser
Stelle treten Druckverluste auf; außerdem muß in dem Verteiler
der Gasstrahl auf kleiner Fläche relativ scharf umgelenkt
werden, wodurch sich ebenfalls Druckverluste ergeben.
Dementsprechend sind die möglichen Querkräfte, die auf den
Flugkörper zu dessen Steuerung mit dieser Vorrichtung auszuüben
sind, relativ gering. Da außerdem an der Übergangsstelle
zwischen Gasgenerator und Verteiler ein hohes Korrosionsrisiko
besteht, muß die Konstruktion in diesem Bereich besonders
präzise ausgebildet sein.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der
eingangs genannten Art dahingehend zu verbessern, daß trotz
Vereinfachung der Konstruktion hohe Querkräfte auf den
Flugkörper ausgeübt werden können.
Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung durch die in dem
Kennzeichen des Patentanspruches 1 angegebenen Merkmale gelöst.
Wesentlicher Gedanke ist demnach, den Gasgenerator selbst in dem
Flugkörper drehbar zu lagern. Dies hat den Vorteil, daß in der
Baueinheit des Gasgenerators die Auslaßöffnungen integriert
sind, so daß sich keine Probleme hinsichtlich der
Gasdurchführung ergeben. Außerdem können der Gasgenerator und
die zugehörigen Auslaßöffnungen so angeordnet und dimensioniert
sein, daß wesentlich geringere Strömungsverluste beim Umlenken
der Gasströmung auftreten. Insgesamt können mit dieser
Vorrichtung höhere Querkräfte auf den Flugkörper ausgeübt
werden, und das, obwohl die gesamte Vorrichtung nicht größer
baut als die bekannte Vorrichtung.
Außerdem kann die Vorrichtung gemäß der Erfindung nicht nur im
Bereich der Flugkörperspitze angeordnet sein, so z. B. in der
Flugkörpermitte und auch am Flugkörperheck. Bei der Anordnung am
Flugkörperheck kann die Vorrichtung zumindest teilweise noch für
den Vortrieb des Flugkörpers verwendet werden. Durch
entsprechende Anordnung und Dimensionierung der Vorrichtung
können auch hyperschnelle Flugkörper, z. B. hyperschnelle
Granaten mit hoher Wirkung gesteuert werden.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den
Unteransprüchen hervor.
Die Erfindung ist in Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung
näher erläutert. In der Zeichnung stellen dar:
Fig. 1 einen Längsschnitt durch den mittleren Bereich eines
Flugkörpers mit einer Vorrichtung zum Steuern des
Flugkörpers gemäß der Erfindung;
Fig. 2 einen Querschnitt längs II-II in Fig. 1;
Fig. 3 einen Längsschnitt durch den Heckbereich eines
Flugkörpers mit einer Vorrichtung zu dessen Steuerung
gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 4 ein weiteres Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung;
Fig. 5 und 6 jeweils Teildarstellungen der in Fig. 4 gezeigten
Vorrichtung;
Fig. 7 einen Längsschnitt durch den Vorderbereich eines
Flugkörpers mit einer Vorrichtung zu dessen Steuerung
gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
In Fig. 1 ist der Mittelteil eines Flugkörpers 1, z. B. einer
Granate, dargestellt. Im Innern des Flugkörpers ist, um dessen
Längsachse A drehbar, ein Gasgenerator 2 gelagert. Der
Gasgenerator 2 weist ein zylindrisches Gehäuse 3 auf, in dessen
Innenraum 4 eine nur angedeutete Treibladung 5 gelegen ist. Auf
zwei radial gegenüberliegenden Seiten sind in der Wand des
Gasgenerators zwei radial gerichtete Schubdüsen 6 vorgesehen.
Das zylindrische Gehäuse 3 des Gasgenerators 2 weist zu beiden
Seiten koaxiale Achsstummel 7 auf, die jeweils in Kugellagern 8
im Flugkörper 1 gehalten sind. Der in Fig. 1 linke Achsstummel 7
trägt an seinem Ende ein Zahnrad 9, in das ein Ritzel 10 eines
Antriebsmotors 11, z. B. eines kleinen Elektromotors, eingreift.
Auf dem in Fig. 1 rechten Achsstummel 7 des Gasgenerators ist
noch ein zusätzliches Kugellager 12 gelegen, mit dessen äußerer
Schale ein als gestufter Zylinder ausgebildetes Spoilerblech 13
verbunden ist, das das zylindrische Gehäuse 3 des Gasgenerators
2 umgreift und mit Abstand die beiden Schubdüsen 6 überdeckt.
Wie aus Fig. 2 ersichtlich, weist das Spoilerblech 13 auf
annähernd radial gegenüberliegenden Seiten zwei Öffnungen 14a
und 14b auf, die etwa die Dimensionen der äußeren Mündung der
Schubdüsen 6 aufweisen. Zwischen dem Gehäuse 3 des Gasgenerators
2 und dem Spoilerblech 13 ist eine Spiralfeder 15 gelegen, die
mit ihrem einen Ende 16 an dem Gehäuse 3 des Gasgenerators und
mit ihrem anderen Ende 17 in dem Spoilerblech 13 eingehängt ist.
Für das Spoilerblech 13 ist noch ein Elektromagnet 18
vorgesehen, der auf das magnetische Material des Spoilerbleches
13 wirkt. Das Gehäuse des Flugkörpers 1 ist im Bereich der
Schubdüsen 6 mit einer Vielzahl um den Umfang verteilten
Öffnungen 19 versehen.
Die Funktion der beschriebenen Vorrichtung ist folgende:
Während des Fluges des Flugkörpers wird das Gehäuse (3) des
Gasgenerators 2 über den Elektromotor 11 kontinuierlich um die
Längsachse A des Flugkörpers angetrieben. Das Spoilerblech 13
wird hierbei über die Spiralfeder 15 mitgenommen. Mit Hilfe des
Elektromagneten 18 wird das Spoilerblech 13 in der Drehlage
gegenüber dem Gehäuse 3 des Gasgenerators so kontrolliert, daß
die Mündungen der beiden Schubdüsen 6 durch die Öffnungen 14a
und 14b jeweils zur Hälfte überdeckt werden; vgl. Fig. 2. Ist
die Treibladung 5 des Gasgenerators gezündet, so strömen die
Treibgase aus den radial gegenüberliegenden Schubdüsen 6 aus und
von dort über die Öffnungen 14a bzw. 14b im Spoilerblech 13 und
die Öffnungen 19 im Gehäuse des Flugkörpers 1 ins Freie. Bei der
in Fig. 2 gezeigten Nullstellung des Spoilerbleches 3 treten aus
beiden Schubdüsen 6 die gleichen Anteile Treibgase, so daß auf
den Flugkörper keine Steuerkraft ausgeübt wird. Durch die
Drehung des Gasgenerators wird eine etwaige geringe
Fehleinstellung des Spoilerbleches 13 zusätzlich ausgemittelt,
so daß die Steuerkraft auf den Flugkörper im Mittel NULL ist.
Soll eine Steuerkraft auf den Flugkörper 1 ausgeübt werden, so
wird der Elektromagnet 18 betätigt, wodurch das Spoilerblech 13
abgebremst wird. Wie aus Fig. 2 ersichtlich, wird dann der
Überdeckungsgrad der in Fig. 2 oberen Schubdüse 6 durch das
Spoilerblech größer, wohingegen die Öffnung 14d des
Spoilerbleches 13 die Mündung der in Fig. 2 unteren Schubdüse 6
mehr und mehr freigibt. Somit tritt aus dieser unteren Schubdüse
6 mehr Treibgas aus als aus der radial gegenüberliegenden, so
daß ein effektiver Schubvektor erzeugt wird. Um den Schubvektor
in eine bestimmte Raumrichtung zu richten, sind herkömmliche
Methoden zur Regelung der Drehlage des Spoilerbleches 13 in
bezug zu der Drehlage des Flugkörpers anwendbar. Soll
anschließend ein NULL-Kommando gegeben werden, so wird der
Elektromagnet 18 entsprechend angesteuert, so daß das
Spoilerblech 13 durch die Kraft der Spiralfeder 15 wieder in
Richtung auf die NULL-Stellung entsprechend Fig. 2 und darüber
hinaus gezogen wird. Sobald die NULL-Stellung erreicht wird,
wird der Elektromagnet 18 entsprechend eingeschaltet.
Soll aus der in Fig. 2 gezeigten NULL-Stellung des
Spoilerbleches 13 eine Schubkraft durch die in Fig. 2 obere
Schubdüse abgegeben werden, so wird entsprechend der
Elektromagnet 18 freigegeben, so daß das Spoilerblech 13 durch
die Spiralfeder 15 gegenüber dem Gehäuse 3 so verdreht wird, daß
die obere Schubdüse 6 mehr und mehr freigegeben wird.
Durch eine entsprechende Dimensionierung und Vorspannung der
Spiralfeder 15 sowie eine entsprechende Ansteuerung des
Elektromagneten, z. B. durch eine pulsdauermodulierte
Ansteuerung, kann der Schubvektor auch bei einem rotierenden
Flugkörper in jede beliebige Raumrichtung gelenkt werden.
Voraussetzung ist selbstverständlich, daß zumindest die relative
Drehlage zwischen den Schubdüsen und dem Flugkörper bekannt ist.
Hierzu vorgesehene Drehwinkelgeber, etwa zwischen dem Flugkörper
und dem in Fig. 1 linken Achsstummel 7 des Gasgeneratorgehäuses
3, sind in Fig. 1 nur angedeutet und mit 20 bezeichnet.
Bei dem Ausführungsbeispiel in Fig. 3 sind für gleiche oder
gleichwirkende Zahlen die gleichen Bezugsziffern verwendet. Der
Gasgenerator 2, der hier als Zylinderring ausgebildet ist, ist
mit Hilfe von Kugellagern 8 auf einem Innenrohr 21 des
Flugkörpers 1 gelagert. Auf diesem Innenrohr 21 ist auch das
Spoilerblech 13 mit Hilfe von Kugellagern 12 gelagert.
Spoilerblech 13 und Gasgenerator 2 sind wie oben mit einer
Spiralfeder 5 miteinander verbunden; dem Spoilerblech 13 ist ein
Elektromagnet 18 zugeordnet.
Die aus den Schubdüsen 6 austretenden Treibgase der gezündeten
Treibladung 5 werden durch entsprechende Ansteuerung des
Spoilerbleches 13 mit Hilfe des Elektromagneten 18 in der
gewünschten Stärke in die gewünschte Raumrichtung gelenkt.
Unterschied zu dem Ausführungsbeispiel gemäß den Fig. 1 und 2
liegt darin, daß auf dem Mittelrohr 21 eine starke Spiralfeder
22 gelegen ist, die mit einem Raststift 23 lösbar mit dem
Gasgenerator 2 verbunden ist. Diese Spiralfeder 22 dient dazu,
den Gasgenerator zu Beginn in eine rasche Drehung um die
Flugkörperlängsachse A zu versetzen. Hat der Gasgenerator die
Enddrehzahl erreicht, so wird der Raststift 23 ausgeklinkt. Der
Gasgenerator wird dann weiter durch Luftruder 24 in Drehung
gehalten, die aus dem Außenumfang des Flugkörpers 1 hinausragen
und gegen die um den Flugkörper fließende Luftströmung
angestellt sind.
Die Ausführungsform gemäß Fig. 3 kann z. B. am Heck eines
Flugkörpers angeordnet sein; die Abdeckung des Spoilerbleches 13
durch eine mit Löchern versehene Flugkörperwand ist nicht
notwendig.
Die Ausführungsform gemäß den Fig. 4 bis 6 ist ebenfalls am
Heck eines Flugkörpers 1 angeordnet. Der Gasgenerator 2 mit der
Treibladung 5 ist, wie bei dem vorigen Ausführungsbeispiel, mit
Kugellagern 8 auf einem Innenrohr 21 des Flugkörpers 1 gelagert
und wird mit Hilfe von angestellten Luftrudern 24 in Drehung um
die Flugkörperachse A versetzt. Das Innenrohr 21 ist von einer
zur Flugkörperlängsachse A koaxialen Welle 25 durchstoßen, die
an ihrem aus dem Heck des Flugkörpers hinausragenden Ende ein
Spoilerblech 13a trägt, das die Form eines Kegelstumpfsektors
aufweist. An dem anderen, im Flugkörpers 1 gelegenen Ende der
Welle 25 trägt diese eine Bremsscheibe 26 aus magnetischem
Material, auf die ein kreisringförmiger Elektromagnet 18 wirkt.
Das Spoilerblech 13a ist aus einem dünnen, leichten Material und
ist in seiner NULL-Lage, wie aus Fig. 5 ersichtlich, so
ausgerichtet, daß die Sektorkanten 27a und 27b die Mündungen der
Schubdüsen 6 jeweils zur Hälfte überdecken. Wie aus Fig. 6
ersichtlich, sind diese Sektorkanten 27a und 27b gegenüber der
jeweiligen Schubdüse 6 abgeschrägt, so daß die aus der Schubdüse
austretenden Treibgase auf diese abgeschrägte Kante treffen und
auf das Spoilerblech eine Kraft senkrecht zu der
Ausströmrichtung der Treibgase ausüben, wie dieses in Fig. 6 und
auch in Fig. 5 durch die Pfeile P angedeutet ist. Durch die
gegensinnige Abschrägung der Sektorkanten 27a und 27b haben die
auf diese Kanten ausgeübten Kräfte entgegengesetzte
Kraftkomponenten, so daß das Spoilerblech 13a ohne sonstige
äußere Beeinflussung in der erwähnten NULL-Lage gehalten wird.
Diese Stellung wird auch beibehalten, wenn der Gasgenerator 2,
durch die Luftruder 24 angetrieben, rotiert. Der
Überdeckungsgrad der Schubdüsen 6 wird nun dadurch verändert,
daß der Elektromagnet 18 betätigt und somit die Drehung des
Spoilerbleches 13a gegenüber derjenigen des Gasgenerators 2
abgebremst wird. Auf diese Weise wird die eine der beiden
Schubdüsen mehr und mehr freigegeben. Dreht der Flugkörper, wie
in Fig. 5 angedeutet, entgegen dem Uhrzeigersinn, so wird die
obere Schubdüse 6 entsprechend freigegeben. Durch eine
entsprechende Ansteuerung des Spoilerbleches, z. B. wiederum mit
Hilfe einer Impulsdauermodulation, kann die hierdurch erzeugte
Steuerkraft auf den Flugkörper in jede beliebige Raumrichtung
gelenkt werden. Die Schubdüsen 6 sind bei diesem
Ausführungsbeispiel schräg nach oben gerichtet, so daß ein Teil
des Schubes auch für den Vortrieb des Flugkörpers 1 ausgenutzt
wird.
Bei diesem Ausführungsbeispiel ist keine mechanische Verbindung
zwischen dem Gasgenerator und dem Spoilerblech nötig, vielmehr
erfolgt die Kopplung mit Hilfe von aerodynamischen Kräften.
In Fig. 7 ist ein Längsschnitt durch den Vorderteil eines
Flugkörpers 1 gezeigt, wobei der Gasgenerator 2 mit der
Treibladung 5 und den Schubdüsen 6 in die Flugkörperspitze 31
integriert ist. Die Flugkörperspitze ist auf einem Achsstummel
32 des Flugkörpers 1 mit Hilfe von Kugellagern 8 gelagert. Auf
diesem Achsstummel 32 ist auch das Spoilerblech 13 mit
Kugellagern 12 angeordnet. Das Spoilerblech 13 kann, wie bei den
Ausführungsbeispielen gemäß den Fig. 1 und 3 ausgestaltet und
mechanisch mit der Flugkörperspitze 31 über eine hier nicht
gezeigte Spiralfeder oder ein anderes Kraftübertragungselement
verbunden sein; es ist jedoch auch möglich, die Kanten der
Öffnungen 14a und 14b in dem Spoilerblech mit Abschrägungen
entsprechend dem Ausführungsbeispiel in Fig. 6 auszugestalten,
so daß eine strömungsdymamische Kopplung zwischen dem
Gasgenerator und dem Spoilerblech eingerichtet ist.
Bei den vorhergehenden Ausführungsbeispielen wurde immer eine
Kopplung zwischen dem Spoilerblech und dem Gasgenerator
vorausgesetzt, sei es eine mechanische oder aerodynamische
Kopplung. Es ist selbstverständlich auch möglich, z. B. das
Spoilerblech separat von dem Gasgenerator anzutreiben, z. B.
ebenfalls mit Hilfe von Luftrudern, und dann nach Bestimmen der
relativen Drehlage zwischen Gasgenerator und Spoilerblech dieses
mit Hilfe der Stellvorrichtung auf den gewünschten
Überdeckungsgrad der Schubdüsen einzustellen. Durch
entsprechende Ausgestaltung zwischen Spoilerblech und
Gasgenerator ist es auch möglich, das Spoilerblech um die
NULL-Lage pendeln zu lassen, so daß ohne äußere Beeinflussung
des Spoilerbleches die Schubkraft gemittelt NULL ist. Durch
entsprechende Abbremsung der Pendelbewegung kann dann eine von
NULL verschiedene Steuerkraft eingestellt werden. Ebenso ist es
möglich, den Gasgenerator mit mehr als einem Schubdüsenpaar
auszurüsten.
Claims (14)
1. Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers mit einer
Strömungsmittelquelle, vorzugsweise einem Gasgenerator, der im
Flugkörper angeordnet ist und Treibgase an eine um die
Flugkörperlängsachse rotierende Verteilervorrichtung abgibt, die
zumindest ein Paar auf radial entgegengesetzten Seiten der
Flugkörperlängsachse angeordnete Ausströmöffnungen aufweist, mit
im Bereich der Ausströmöffnungen angeordneten Blenden, die
ebenfalls um die Flugkörperlängsachse rotieren, und mit einer
Stellvorrichtung zum Einstellen der Blenden auf einen
gewünschten Überdeckungsgrad der Ausströmöffnungen, dadurch
gekennzeichnet, daß die Strömungsmittelquelle (2) und die
Verteilervorrichtung (4, 6) eine einzige Baueinheit (2 bis 6)
bilden, die im Flugkörper (1) um dessen Längsachse (A) drehbar
gelagert und angetrieben ist, und daß die Ausströmöffnungen (6)
in dem das Gehäuse (3) der Baueinheit bildenden Gehäuse der
Strömungsquelle (2) integriert sind.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strömungsmittelquelle (2) von einem Motor (11)
vorzugsweise einem Elektromotor, angetrieben ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß zum Antrieb der Strömungsmittelquelle (2) ein Federantrieb
(22) vorgesehen ist.
4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strömungsmittelquelle (2) aus dem Flugkörper (1)
herausragende Luftruder (24) zum Antrieb der
Strömungsmittelquelle (2) um die Längsachse (A) des Flugkörpers
(1) aufweist.
5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß die aus den Ausströmöffnungen (6)
austretenden Treibgase zum Vortrieb des Flugkörpers (1) eine
Schubkomponente parallel zur Flugkörperlängsachse (A) aufweisen.
6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß die Ausströmöffnungen Mündungen von
Schubdüsen (6) sind.
7. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß zwischen Flugkörper (1) und
rotierender Strömungsmittelquelle (2) Drehwinkelgeber (20)
vorgesehen sind.
8. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß die Blenden (14a, 14b, 27a, 27b) auf
einem gemeinsamen Blendenträger (Spoilerblech 13, 13a) angeordnet
sind.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strömungsmittelquelle (2) und das Spoilerblech (13, 13a)
miteinander gekoppelt sind.
10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch
gekennzeichnet, daß die Kopplung zwischen Spoilerblech (13) und
Strömungsmittelquelle (2) mechanisch, vorzugsweise mit Hilfe
einer Spiralfeder (15) erfolgt.
11. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch
gekennzeichnet, daß der Spoilerträger (13a) im Bereich der
Blenden (27a, 27b) derart geformt ist, daß die Treibgase eine
senkrecht zu der Ausströmrichtung wirkende Kraft auf den
Spoilerträger (13a) ausüben.
12. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch
gekennzeichnet, daß das Spoilerblech (13) selbst angetrieben
ist.
13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß das Spoilerblech (13) die
Strömungsmittelquelle (12) an dessen Umfang umgreift, daß in
diesem Bereich in der Strömungsmittelquelle (2) die
Ausströmöffnungen (6) vorgesehen sind, und daß das Spoilerblech
(13) den Ausströmöffnungen (6) gegenüberliegende Öffnungen (14a,
14b) aufweist.
14. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß das Spoilerblech (13a) im
Überdeckungsbereich der Ausströmöffnung (6) eine gerade Kante
(27a, 27b) aufweist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904024264 DE4024264C2 (de) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904024264 DE4024264C2 (de) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4024264A1 true DE4024264A1 (de) | 1992-02-06 |
DE4024264C2 DE4024264C2 (de) | 1996-02-01 |
Family
ID=6411363
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19904024264 Expired - Fee Related DE4024264C2 (de) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4024264C2 (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4239589A1 (de) * | 1992-11-25 | 1994-05-26 | Deutsche Aerospace | Vorrichtung zum Steuern von Flugkörpern mit einem aerodynamisch wirkenden Steuerkörper |
WO2000029805A1 (fr) * | 1998-11-13 | 2000-05-25 | Mashinostroitelnoe Konstruktorskoe Bjuro 'fakel' | Dispositif de commande de missile de grande manoeuvrabilite |
DE102004037204A1 (de) * | 2004-07-30 | 2006-03-23 | Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg | Lageranordnung für die Ruderblätter eines Flugkörpers |
DE102005043474B4 (de) * | 2005-09-13 | 2011-04-07 | Deutsch-Französisches Forschungsinstitut Saint-Louis, Saint-Louis | Vorrichtung zum Steuern eines Geschosses |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1217867A (fr) * | 1958-12-11 | 1960-05-06 | Procédé balistique et projectile autopropulsé pour la mise en oeuvre de ce procédé | |
DE1132804B (de) * | 1959-09-26 | 1962-07-05 | Boelkow Entwicklungen Kg | Strahlsteuereinrichtung fuer Flugkoerper |
DE3429798C1 (de) * | 1984-08-13 | 1985-12-12 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zur Korrektur der Flugbahn eines Geschosses |
DE3442975A1 (de) * | 1984-11-24 | 1986-06-05 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Einrichtung zur kurzzeitsteuerung eines flugkoerpers mit hilfe von querkraft-schuberzeugern |
DE3606423A1 (de) * | 1986-02-27 | 1987-09-03 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Rotorsystem in verbindung mit flugkoerpersteuerungen |
-
1990
- 1990-07-31 DE DE19904024264 patent/DE4024264C2/de not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1217867A (fr) * | 1958-12-11 | 1960-05-06 | Procédé balistique et projectile autopropulsé pour la mise en oeuvre de ce procédé | |
DE1132804B (de) * | 1959-09-26 | 1962-07-05 | Boelkow Entwicklungen Kg | Strahlsteuereinrichtung fuer Flugkoerper |
DE3429798C1 (de) * | 1984-08-13 | 1985-12-12 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zur Korrektur der Flugbahn eines Geschosses |
DE3442975A1 (de) * | 1984-11-24 | 1986-06-05 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Einrichtung zur kurzzeitsteuerung eines flugkoerpers mit hilfe von querkraft-schuberzeugern |
DE3606423A1 (de) * | 1986-02-27 | 1987-09-03 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Rotorsystem in verbindung mit flugkoerpersteuerungen |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4239589A1 (de) * | 1992-11-25 | 1994-05-26 | Deutsche Aerospace | Vorrichtung zum Steuern von Flugkörpern mit einem aerodynamisch wirkenden Steuerkörper |
WO2000029805A1 (fr) * | 1998-11-13 | 2000-05-25 | Mashinostroitelnoe Konstruktorskoe Bjuro 'fakel' | Dispositif de commande de missile de grande manoeuvrabilite |
DE102004037204A1 (de) * | 2004-07-30 | 2006-03-23 | Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg | Lageranordnung für die Ruderblätter eines Flugkörpers |
DE102004037204B4 (de) * | 2004-07-30 | 2006-09-21 | Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg | Lageranordnung für die Ruderblätter eines Flugkörpers |
DE102005043474B4 (de) * | 2005-09-13 | 2011-04-07 | Deutsch-Französisches Forschungsinstitut Saint-Louis, Saint-Louis | Vorrichtung zum Steuern eines Geschosses |
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DE4024264C2 (de) | 1996-02-01 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AG, 8000 MUENCHEN, DE |
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8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
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D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: LFK LENKFLUGKOERPERSYSTEME GMBH, 81669 MUENCHEN, D |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |