DE4442461A1 - Flugsteuerungsvorrichtung - Google Patents
FlugsteuerungsvorrichtungInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
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- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
- F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins
Description
Die Erfindung betrifft Flugsteuerungsvorrichtungen für
Flugobjekte, insbesondere für Raketen, Fernlenkgeschosse und
ähnliche, und insbesondere eine Vorrichtung, die an diesen
Flugobjekten vorgesehene Leitflächen oder Leitwerksflossen
zu jedem Zeitpunkt des Fluges die gewünschte Richtung mit
teilt.
Raketen, Fernlenkgeschosse und ähnliche Flugobjekte
(aus Vereinfachungsgründen wird nachstehend nur Bezug auf
Raketen genommen, wodurch der Anwendungsbereich der Erfin
dung jedoch nicht eingeschränkt werden soll) weisen mehrere
symmetrisch angeordnete Leitwerksflossen auf, deren Neigun
gen bezüglich einer senkrecht zur Achse des Flugobjekts aus
gerichteten Ebene während des Fluges verändert werden kön
nen, um den Flug gemäß einem vorgegebenen Flugplan zu steu
ern. Die Leitwerksflossen sind normalerweise vor dem Abschuß
zurückgezogen und nehmen eine ausgestreckte Position vom
Raketenkörper nach außen an, wenn die Rakete die Abschuß
rampe verläßt. Während des Fluges bleiben die Leitwerksflos
sen in der Nähe einer Ebene senkrecht zur Raketenachse aus
gerichtet. Sie sind jedoch nicht starr befestigt, und ihre
Neigungen bezüglich dieser Ebene können während des Fluges
verändert werden, um den vorgegebenen Flugplan durchzufüh
ren. Eine programmierte Flugsteuerungsvorrichtung bestimmt,
welche Neigung die Leitwerksflossen zu jedem Zeitpunkt an
nehmen sollten, und überträgt ein Signal an Stellglieder,
die die Ausrichtung der Leitwerksflossen gleichzeitig steu
ern. Allgemein sind mehrere, beispielsweise vier oder mehr
Leitwerksflossen symmetrisch um den Umfang des Ra
ketenkörpers an oder in der Nähe der Basis der Rakete ange
ordnet und werden durch eine zentrale Verstellvorrichtung
gleichzeitig betätigt, um die gewünschte Neigung einzustel
len.
Bekannte Vorrichtungen zum Steuern der Neigung der
Leitwerksflossen sind aus vielen Gründen nicht zufrieden
stellend, insbesondere weil sie sehr kompliziert sind und
mehr Raum einnehmen als hinsichtlich der Tatsache erwünscht
ist, daß sie im Inneren der Rakete angeordnet werden müssen,
wo eine Raumersparnis ein wesentlicher Aspekt ist. Außerdem
können durch deren komplizierten Aufbau Funktionsstörungen
verursacht werden oder sie können sogar vollständig versa
gen.
Daher ist es eine Aufgabe der Erfindung, diese Nach
teile zu beseitigen und eine auf ein Flugobjekt, wie bei
spielsweise eine Rakete, anwendbare Flugsteuerungsvorrich
tung bereitzustellen, die eine Einrichtung aufweist, durch
die den Leitwerksflossen zu jedem Zeitpunkt des Fluges die
gewünschte Neigung mitgeteilt wird, und die einfach, raum
sparend und kostengünstig ist.
Ferner wird eine Flugsteuerungsvorrichtung bereitge
stellt, die wirksam ist und bei der keine Gefahr besteht,
daß diese versagt oder Funktionsstörungen auftreten, die aus
einer minimalen Anzahl von Komponenten besteht, wirtschaft
lich ist und einfach zusammengesetzt und bedient werden
kann.
Weitere Aufgaben und Vorteile der Erfindung werden im
Verlauf der Beschreibung verdeutlicht.
Die erfindungsgemäße Flugsteuerungseinrichtung weist in
Kombination mit einer Rakete auf: eine mit der Rakete starr
verbundene Basis, eine in der Basis drehbar gehaltene Haupt
welle, einen auf einer Achse koaxial zur Hauptwelle frei
drehbaren Rahmen, eine durch die Hauptwelle betätigte Füh
rungseinrichtung, einen auf der Basis gehaltenen Motor, eine
Bewegungseinrichtung (Getriebeeinrichtung), die den Motor
mit der Hauptwelle verbindet, wodurch die Hauptwelle gedreht
wird, wenn der Motor betätigt wird, einen durch den Rahmen
getragenen Achs- oder Drehzapfen, der in einer im wesentli
chen senkrecht zur Hauptwelle ausgerichteten Ebene liegt,
eine um den Drehzapfen schwenkbar angeordnete Leitwerks
flosse, ein von der Leitwerksflosse getragenes und mit der
Führungseinrichtung in Eingriff stehendendes Eingriffsglied
(Mitnehmer), um die Leitwerksflosse um den Drehzapfen zu
schwenken, wenn die Führungseinrichtung durch den Motor be
tätigt wird, wobei der Rahmen bezüglich der Basis von einer
unbetätigten Position oder Ruhestellung, bei der die Leit
werksflosse im wesentlichen innerhalb einer Oberfläche, die
den Raketenkörper umhüllt, zurückgezogen ist, zu einer Be
triebsposition schwenkbar ist, bei der die Leitwerksflosse
sich von der Oberfläche nach außen erstreckt, und eine Ein
richtung, um den nahmen zu veranlassen, die Betriebsposition
anzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden
sind.
Die gesamte Flugsteuerungsvorrichtung wird durch ein
elektronisches Steuerungssystem gesteuert. Das Steuerungssy
stem bestimmt permanent die Winkelposition des Motors und
seiner Welle und damit der Leitwerksflosse, sowie die Zeit
punkte, an denen der Motor ein- oder ausgeschaltet werden
sollte. Solche Steuerungssysteme sind bekannt und werden da
her hierin nicht beschrieben.
Allgemein sind mehrere der vorstehend beschriebenen
Vorrichtungen (z. B. vier) vorgesehen, um mehrere symmetrisch
um den Raketenumfang angeordnete Leitwerksflossen zu betäti
gen.
Außerdem weist die erfindungsgemäße Flugsteuerungsvor
richtung ein oder mehrere der nachfolgenden vorteilhaften
Eigenschaften auf:
- - der Rahmen wird auf der Hauptwelle gedreht;
- - die den Raketenaufbau umhüllende Fläche ist eine zylinderförmige Fläche und vorzugsweise eine kreisförmige zylinderförmige Fläche, die tangential zum Basisumfangsab schnitt und koaxial mit dem Raketenkörper angeordnet ist (wobei der hierin verwendete Ausdruck "zylinderförmig" sich nicht notwendigerweise auf einen kreisförmigen Zylinder be zieht, sondern auf eine beliebige Fläche anwendbar ist, die durch eine Linie erzeugt werden kann, die parallel zu sich selbst bewegt wird);
- - der Rahmen weist Grenzelemente auf, zwischen denen ein Innenraum definiert wird, wobei in mindestens einem der Grenzelemente eine Öffnung vorgesehen ist;
- - die Führungseinrichtung ist eine Eingriffeinrichtung, vorzugsweise eine mit der Hauptwelle fest verkeilte drehbare Eingriffeinrichtung und vorteilhafter eine Eingriff einrichtung mit einem drehbaren, im wesentlichen zylinder förmigen, mit der Hauptwelle fest verkeilten Eingriffkörper mit einer ausgebildeten Führungsnut;
- - die erfindungsgemäße Vorrichtung weist außerdem eine Einrichtung zum Messen der Winkelverschiebung der Leit werksflosse vorzugsweise durch die Winkelverschiebung der Eingriffeinrichtungen, wenn diese vorgesehen sind, von einer Bezugsposition auf, wobei die Einrichtung vorzugsweise ein koaxial zur Hauptwelle angeordnetes Potentiometer ist;
- - die Bewegungsverbindung zwischen dem Motor und der Hauptwelle weist eine Ritzel-Zahnradkupplung auf, wobei das Ritzel vorzugsweise mit der Motorwelle fest verkeilt und im Innenraum des Rahmens angeordnet ist und das Zahnrad mit der Hauptwelle fest verkeilt ist;
- - die Motorwelle erstreckt sich in den Innenraum des Rahmens, und die Öffnung in einem der Rahmengrenzelemente weist vorzugsweise einen Bogenabschnitt auf, durch den sich die Motorwelle während des Schwenkvorgangs des Rahmens von der Ruhestellung zur Betriebsposition erstreckt;
- - die senkrecht zur Hauptwelle ausgerichtete Ebene, auf der der durch den Rahmen getragene Drehzapfen liegt, er streckt sich durch die Achse der Rakete;
- - der Drehzapfen ist am Rahmen lösbar angeordnet;
- - das durch die Leitwerksflosse getragene Eingriffs glied ist ein vorzugsweise stiftförmiger, mit der Führungs nut in Eingriff stehender Ansatz;
- - die Einrichtung, durch die der Rahmen veranlaßt wird, seine Betriebsposition einzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden sind, ist eine elastische Einrichtung, die vorzugsweise mit dem Raketenaufbau und dem Rahmen in einer derartigen Positionsbeziehung verbundene Fe dern aufweist, daß die Federkraft ein Moment um die Haupt welle erzeugt, durch das der Rahmen zu einer Drehbewegung von seiner Ruhestellung zu seiner Betriebsposition tendiert (d. h., daß zwei das Moment und die Drehbewegung darstellende Vektoren die gleiche Richtung und das gleiche Vorzeichen besitzen);
- - die vorstehend erwähnten Zwangsbedingungen werden im wesentlichen durch das Rohr der Abschußrampe gebildet, in das die Rakete vor dem Abschuß angeordnet wird und das von bekannten und zum Abschuß von Raketen herkömmlich verwende ten Abschußrohren nicht verschieden ist.
Die Zeichnungen zeigen:
Fig. 1 eine Explosionsansicht einer Ausführungsform ei
ner erfindungsgemäßen Vorrichtung;
Fig. 2 eine Ansicht der gleichen Vorrichtung im zusam
mengebauten Zustand, betrachtet von einer Ebene parallel zur
Raketenachse, teilweise im Querschnitt, wobei der Motor ent
fernt ist und die Leitwerksflosse in einer ausgestreckten
Position dargestellt ist;
Fig. 3 eine ähnliche Ansicht wie Fig. 2 teilweise im
Aufriß, jedoch von der entgegengesetzten Seite, wobei die
Leitwerksflosse in ihrer zurückgezogenen Position darge
stellt ist;
Fig. 4 eine Querschnittansicht von Fig. 2 in der Ebene
IV-IV von Fig. 2, betrachtet in Richtung der Pfeile;
Fig. 5 eine Querschnittansicht von Fig. 2 in der Ebene
V-V, betrachtet in Richtung der Pfeile;
Fig. 6 eine Querschnittansicht von Fig. 3 in einer
durch die Hauptwelle und die Motorwelle verlaufenden Ebene
(Ebene VI-VI), betrachtet in Richtung der Pfeile, wobei die
Leitwerksflosse weggelassen wurde, um die Zeichnung zu ver
einfachen; und
Fig. 7 eine zu Fig. 2 ähnliche Ansicht teilweise im
Querschnitt, wobei jedoch eine in der zurückgezogenen Posi
tion gefaltete Leitwerksflosse und der angrenzende Abschnitt
eines Abschußrohrs, durch die die Leitwerksflosse zurückge
halten wird, schematisch dargestellt sind.
Eine Ausführungsform der Vorrichtung weist die in Fig.
1 dargestellten Elemente auf. Außer bezüglich der Basis wer
den nur die mit einer Leitwerksflosse zusammenwirkenden Ele
mente dargestellt und beschrieben, wobei jedoch klar ist,
daß tatsächlich um den Umfang des Raketenaufbaus mehrere
Leitwerksflossen verteilt angeordnet sind, denen jeweils die
gleichen Elemente zugeordnet sind.
Das Bezugszeichen 10 bezeichnet eine am Raketenkörper
befestigte Basis, die allgemein allen Leitwerksflossen und
allen diesen zugeordneten Steuerungsvorrichtungen gemeinsam
ist. Bei dieser Ausführungsform weist die Basis, die auf
eine beliebige geeignete Weise, z. B. durch in Gewindelöcher
10′ am Umfang der Basis 10 eingreifende Schrauben am Ra
ketenkörper befestigt wird, eine Einrichtung zum Halten von
vier Leitwerksflossen und der Vorrichtungen zum Betätigen
der Leitwerksflossen auf, wie nachstehend beschrieben wird.
Für jede Leitwerksflosse sind zwei Trennwände 11 und 12
vorgesehen. Die Trennwand 11 weist eine Auflagefläche 18
auf, in der ein Einsatz 14 angeordnet wird, durch den der
Motor 13 gehalten wird, wie insbesondere in den Fig. 4
und 6 dargestellt ist. Der Einsatz 14 weist eine Öffnung
auf, durch die sich ein mit der Welle des Motors 13 verkeil
tes Ritzel 16 erstreckt. Die Trennwand 12 weist ähnlicher
weise eine Auflagefläche 21 (Fig. 6) auf, auf der ein ein
Potentiometer 22 haltender Einsatz 15 angeordnet wird. Wie
in den Fig. 5 und 6 dargestellt, weist der Einsatz 15
eine Öffnung auf, durch die sich die Hauptwelle 23 er
streckt. Die Welle 23 ist die Hauptwelle der gesamten Vor
richtung, so daß keine anderen Lager erforderlich sind. Zwi
schen den Trennwänden 11 und 12 ist der Rahmen 25 angeord
net. Bei der beschriebenen Ausführungsform weist der Rahmen
25 zwei Grenzplatten 26 und 27 auf, die einen Innenraum 28
definieren. Der Rahmen 25 dreht sich auf dem Einsatz 15. Die
Grenzplatte 26 weist eine Öffnung 30 auf, die als ein Vier
tel eines Kreises ausgebildet ist, dessen Mitte auf der
Achse angeordnet ist, um die sich der Rahmen 25 dreht, so
daß der Rahmen 25 sich drehen kann, ohne mit der Motorwelle
in Wechselwirkung zu treten, und die ausreichend groß ist,
so daß das Ritzel 16 sich durch die Öffnung erstrecken kann.
Die Hauptwelle 23 trägt einen Steuerkörper 32, der ein mit
der Welle verkeilter Zylinder ist und in dem eine Führungs
nut 34 vorgesehen ist. Hinter dem Steuerkörper 32 trägt die
Hauptwelle 23 ein Zahnrad 17, das mit dem Ritzel 16 in Ein
griff steht.
Im Rahmen 25 sind außerdem Öffnungen 40 und 41 ausge
bildet, in denen ein Stift 42 angeordnet wird. Eine Leit
werksflosse 43 weist einen außerhalb des Innenraums 28 des
Rahmens 25 angeordneten Hauptabschnitt 44 und einen inner
halb des Raumes angeordneten Eingriffsgliedabschnitt 45 auf.
Der Abschnitt 45 ist vom Abschnitt 44 durch einen Raum 47
getrennt, der, wenn die Vorrichtung montiert wird, die End
platte 48 des Rahmens 25 aufnimmt. Der Eingriffsgliedab
schnitt 45 trägt einen mit der Führungsnut 34 in Eingriff
stehenden Mitnehmerstift 50. Der Stift 42 erstreckt sich in
eine Öffnung eines Fingers 46 der Leitwerksflosse 43, der
den Stift bezüglich des Rahmens 25 in einer schwenkbaren Po
sitionsbeziehung hält, wie in Fig. 2 verdeutlicht. Eine an
einem in Fig. 1 nur schematisch dargestellten feststehenden
Punkt 52 der Rakete befestigte Feder 51 drängt den Rahmen 25
permanent in die Betriebsposition von Fig. 2 und damit die
Leitwerksflosse 43 in ihre ausgestreckte Position, in der
sie sich außerhalb des Raketenkörpers erstreckt, wobei sie
sich durch einen Schlitz 54 in der zylinderförmigen Wand 55
der Rakete erstreckt (vergl. Fig. 7). Wenn die Rakete auf
der Abschußrampe angeordnet ist, wird die Leitwerksflosse
durch das Rohr 53 der Rampe dazu gezwungen, in der Nähe der
vollständig zurückgezogenen Position von Fig. 3 zu verblei
ben, d. h., das Ende der Leitwerksflosse erstreckt sich in
den Schlitz 54, wird jedoch durch das Rohr 53 zu
rückgehalten, wie in Fig. 7 bei 56 dargestellt. Dadurch
bleibt der Rahmen 25 in seiner Ruhestellung in der Nähe der
in Fig. 3 dargestellten Position, wobei die Feder 51 gedehnt
ist. Die Ruhestellung kann dadurch definiert werden, daß die
Leitwerksflosse in dieser Position im wesentlichen innerhalb
einer den Raketenaufbau umhüllenden Oberfläche zurückgezogen
ist.
Die Vorrichtung arbeitet folgendermaßen. Wenn die Ra
kete in der Abschußrampe angeordnet ist, befindet sich der
Rahmen 25 in der Ruhestellung von Fig. 7 und die Leitwerks
flosse 43 in einer zurückgezogenen Position in der Nähe der
in Fig. 3 dargestellten Position. Sobald die Rakete die Ab
schußrampe und das Rohr 53 verläßt, zwingt die Feder 51 den
Rahmen 25 dazu, in seine Betriebsposition von Fig. 2 zu
schwenken und dadurch die Leitwerksflosse 43, durch den
Schlitz 54 in ihre ebenfalls in Fig. 2 dargestellte ausge
streckte Position zu schwenken. Bis zu diesem Zeitpunkt
wurde der Motor 13 nicht eingeschaltet und die Leitwerks
flosse 43 kann in einer beliebigen Anfangsposition um den
Stift 42 angeordnet sein. Daher wirkt einer freien Schwenk
bewegung des Rahmens 25 und der Leitwerksflosse 43 nichts
entgegen, so daß die Welle des Motors 13 sich frei drehen
kann oder das Zahnrad 17 sich in einer Planetenbewegung um
das Ritzel 16 drehen kann. Nun schaltet das Steuerungssystem
den Motor ein, wodurch eine Anfangs-Winkelposition der Leit
werksflosse 43 um das Ritzel 42 festgelegt wird, wobei die
Position vom Punkt abhängt, bei dem der Mitnehmerstift 50
mit der Führungsnut 34 in Eingriff steht und der von der
Winkelposition der Welle des Motors 13 abhängt. Dieser Posi
tion entspricht ein vorgegebener Bezugs- oder Anfangswinkel
der Mittellinie der Leitwerksflosse 43 bezüglich einer
Ebene, die sich durch die Raketenachse (und senkrecht dazu)
und durch die Achse des Stiftes 42 erstreckt.
Der Motor 13 bleibt während des Fluges eingeschaltet.
Solange die Neigung der Leitwerksflossen geeignet ist,
bleibt der Motor mit seiner Welle in seiner Winkelposition
blockiert. Wenn - hinsichtlich des Flugplans und der durch
das Potentiometer erhaltenen Information, wie nachstehend
erläutert wird - die Neigung der Leitwerksflosse verändert
werden muß, wird das Ritzel 16 durch den Motor 13 gedreht,
wodurch das Zahnrad 17, die Hauptwelle 23 und der Steuerkör
per 33 gedreht werden. Dadurch schiebt sich die Führungsnut
34 über den Mitnehmerstift 50 und veranlaßt diesen zu einer
Verschiebung. Die Bahn der Verschiebung des Mitnehmerstiftes
50 ist tatsächlich ein Bogen eines Kreises mit Mittelpunkt
auf der Achse des Stiftes 42, weil dieser jedoch relativ
klein ist, liegt dieser Kreisbogen sehr nahe an einer gera
den Linie parallel zur Hauptwelle 23. Durch die Verschiebung
des Mitnehmerstiftes 50 wird die Leitwerksflosse 43 zu einer
Schwenkbewegung um einen kleinen Winkel um den Stift 42 ver
anlaßt und dazu, ihre Neigung bezüglich der vorstehend er
wähnten Bezugsebene zu ändern. Das Potentiometer 22 dreht
sich nicht mit der Hauptwelle 23 und mißt den Winkel, um den
die Welle gedreht wurde, und dadurch die Winkelverschiebung
der Leitwerksflosse 43. Die durch das Potentiometer erhal
tene Information wird an die elektronische Steuerung der
Vorrichtung übertragen, wodurch der Motor 15 betätigt wird,
um der Leitwerksflosse die durch das Flugprogramm erforder
liche Neigung mitzuteilen. Wenn die erforderliche Winkelpo
sition erreicht wurde, wird der Motor 15 angehalten und
blockiert, wobei die Leitwerksflosse in der Winkelposition
verbleibt. Durch den durch das Steuerungssystem gesteuerten
Motor 15 werden die Winkelposition der Motorwelle und die
Neigungen der Leitwerksflossen permanent festgelegt. Der Mo
tor kann eingeschaltet werden, um die Neigung der Leitwerks
flosse, beispielsweise zum Überprüfen der Arbeitsweise der
Vorrichtung, einzustellen, auch wenn die Rakete sich noch in
der Abschußrampe befindet und die Leitwerksflossen sich noch
in ihren zurückgezogenen Positionen befinden. Dies ist ein
zusätzlicher Vorteil der Erfindung.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung ist sehr einfach,
raumsparend und frei von Störungen oder Fehlfunktionen. Sie
ist daher im Vergleich zu allen herkömmlichen Vorrichtungen
wesentlich vorteilhafter.
Claims (19)
1. Flugsteuerungsvorrichtung, die in Kombination mit einem
Flugobjekt, insbesondere einer Rakete, aufweist:
eine mit der Rakete starr verbundene Basis;
eine in der Basis drehbar gehaltene Hauptwelle; einen auf einer Achse koaxial zur Hauptwelle frei drehbaren Rahmen;
eine durch die Hauptwelle betätigte Füh rungseinrichtung;
einen auf der Basis gehaltenen Motor;
eine Bewegungseinrichtung, die den Motor mit der Hauptwelle verbindet, wodurch die Hauptwelle gedreht wird, wenn der Motor betätigt wird;
einen durch den Rahmen getragenen Drehzapfen, der in einer im wesentlichen senkrecht zur Hauptwelle ausgerichteten Ebene liegt;
eine um den Drehzapfen schwenkbar angeordnete Leitwerksflosse;
ein von der Leitwerksflosse getragenes und mit der Führungseinrichtung in Eingriff stehendendes Eingriffs glied, um die Leitwerksflosse um den Drehzapfen zu schwenken, wenn die Führungseinrichtung durch den Motor betätigt wird;
wobei der Rahmen bezüglich der Basis von einer Ru hestellung, bei der die Leitwerksflosse im wesentlichen innerhalb einer den Raketenaufbau umhüllenden Ober fläche zurückgezogen ist, zu einer Betriebsposition schwenkbar ist, bei der die Leitwerksflosse sich von der Oberfläche nach außen erstreckt; und
eine Einrichtung, um den Rahmen zu veranlassen, die Betriebsposition anzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden sind.
eine mit der Rakete starr verbundene Basis;
eine in der Basis drehbar gehaltene Hauptwelle; einen auf einer Achse koaxial zur Hauptwelle frei drehbaren Rahmen;
eine durch die Hauptwelle betätigte Füh rungseinrichtung;
einen auf der Basis gehaltenen Motor;
eine Bewegungseinrichtung, die den Motor mit der Hauptwelle verbindet, wodurch die Hauptwelle gedreht wird, wenn der Motor betätigt wird;
einen durch den Rahmen getragenen Drehzapfen, der in einer im wesentlichen senkrecht zur Hauptwelle ausgerichteten Ebene liegt;
eine um den Drehzapfen schwenkbar angeordnete Leitwerksflosse;
ein von der Leitwerksflosse getragenes und mit der Führungseinrichtung in Eingriff stehendendes Eingriffs glied, um die Leitwerksflosse um den Drehzapfen zu schwenken, wenn die Führungseinrichtung durch den Motor betätigt wird;
wobei der Rahmen bezüglich der Basis von einer Ru hestellung, bei der die Leitwerksflosse im wesentlichen innerhalb einer den Raketenaufbau umhüllenden Ober fläche zurückgezogen ist, zu einer Betriebsposition schwenkbar ist, bei der die Leitwerksflosse sich von der Oberfläche nach außen erstreckt; und
eine Einrichtung, um den Rahmen zu veranlassen, die Betriebsposition anzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden sind.
2. Flugsteuerungsvorrichtung, die in Kombination mit einem
Flugobjekt, insbesondere einer Rakete, aufweist:
mehrere symmetrisch um den Raketenaufbau angeord nete und jeweils auf einem durch eine mit dem Raketen aufbau starr verbundene Basis gehaltenen Drehzapfen schwenkbar angeordnete Leitwerksflossen, wobei die Vor richtung für jede Leitwerksflosse aufweist:
eine in der Basis drehbar gehaltene Hauptwelle;
einen auf einer Achse koaxial zur Hauptwelle frei drehbaren Rahmen;
eine durch die Hauptwelle betätigte Füh rungseinrichtung;
einen auf der Basis gehaltenen Motor;
eine Bewegungseinrichtung, die den Motor mit der Hauptwelle verbindet, wodurch die Hauptwelle gedreht wird, wenn der Motor betätigt wird;
ein durch die Leitwerksflosse getragenes Ein griffsglied, das mit der Führungseinrichtung in Ein griff steht, um die Leitwerksflosse um den Drehzapfen zu schwenken, wenn die Führungseinrichtung durch den Motor betätigt wird;
einen bezüglich der Basis von einer Ruhestellung, bei der die Leitwerksflosse im wesentlichen innerhalb einer den Raketenaufbau umhüllenden Oberfläche zu rückgezogen ist, zu einer Betriebsposition, bei der die Leitwerksflosse sich von der Oberfläche nach außen er streckt, schwenkbaren Rahmen; und
eine Einrichtung, um den Rahmen zu veranlassen, die Betriebsposition anzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden sind.
mehrere symmetrisch um den Raketenaufbau angeord nete und jeweils auf einem durch eine mit dem Raketen aufbau starr verbundene Basis gehaltenen Drehzapfen schwenkbar angeordnete Leitwerksflossen, wobei die Vor richtung für jede Leitwerksflosse aufweist:
eine in der Basis drehbar gehaltene Hauptwelle;
einen auf einer Achse koaxial zur Hauptwelle frei drehbaren Rahmen;
eine durch die Hauptwelle betätigte Füh rungseinrichtung;
einen auf der Basis gehaltenen Motor;
eine Bewegungseinrichtung, die den Motor mit der Hauptwelle verbindet, wodurch die Hauptwelle gedreht wird, wenn der Motor betätigt wird;
ein durch die Leitwerksflosse getragenes Ein griffsglied, das mit der Führungseinrichtung in Ein griff steht, um die Leitwerksflosse um den Drehzapfen zu schwenken, wenn die Führungseinrichtung durch den Motor betätigt wird;
einen bezüglich der Basis von einer Ruhestellung, bei der die Leitwerksflosse im wesentlichen innerhalb einer den Raketenaufbau umhüllenden Oberfläche zu rückgezogen ist, zu einer Betriebsposition, bei der die Leitwerksflosse sich von der Oberfläche nach außen er streckt, schwenkbaren Rahmen; und
eine Einrichtung, um den Rahmen zu veranlassen, die Betriebsposition anzunehmen, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden sind.
3. Flugsteuerungsvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei
der Rahmen auf der Hauptwelle gedreht wird.
4. Flugsteuerungsvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei
der Rahmen durch einen Einsatz auf der Hauptwelle ge
dreht wird.
5. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 4, wobei der Motor durch einen Einsatz auf dem Rah
men gehalten wird.
6. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 5, wobei die den Raketenaufbau umhüllende Oberflä
che eine zylinderförmige Oberfläche tangential zum Ba
sisumfangsabschnitt und koaxial zum Raketenaufbau ist.
7. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 6, wobei der Rahmen Grenzelemente aufweist, zwi
schen denen ein Innenraum definiert wird, wobei in min
destens einem der Grenzelemente eine Öffnung ausgebil
det ist.
8. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 7, wobei die Führungseinrichtung eine Eingriffein
richtung ist.
9. Flugsteuerungsvorrichtung nach Anspruch 8, wobei die
Eingriffeinrichtungen einen drehbaren, im wesentlichen
zylinderförmigen Steuerkörper aufweisen, der mit der
Motorwelle fest verkeilt ist und in dem eine geformte
Führungsnut ausgebildet ist.
10. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 9, ferner mit einer Einrichtung zum Messen der Win
kelverschiebung der Leitwerksflosse bezüglich einer Be
zugsposition.
11. Flugsteuerungsvorrichtung nach Anspruch 10, wobei die
Einrichtung zum Messen der Winkelverschiebung der Leit
werksflosse bezüglich eines Bezugspunkts eine Einrich
tung zum Messen der Winkelverschiebung der Eingriffein
richtung bezüglich eines Bezugspunkts ist.
12. Flugsteuerungsvorrichtung nach Anspruch 10, wobei die
Einrichtung zum Messen der Winkelverschiebung der Leit
werksflosse bezüglich eines Bezugspunkts ein koaxial
zur Hauptwelle angeordnetes Potentiometer aufweist.
13. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 12, wobei die Bewegungsverbindung zwischen dem Mo
tor und der Hauptwelle eine Ritzel-Zahnradkupplung auf
weist, wobei das Ritzel mit der Motorwelle verkeilt und
im Innenraum des Rahmens angeordnet ist und das Zahnrad
mit der Hauptwelle verkeilt ist.
14. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 13, wobei die Motorwelle sich in den Innenraum des
Rahmens erstreckt und die Öffnung in einem der Rahmen-
Grenzelemente einen bogenförmigen Abschnitt aufweist,
durch den sich die Motorwelle während der Schwenkbewe
gung des Rahmens von seiner Ruhestellung in seine Be
triebsposition erstreckt.
15. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 14, wobei die senkrecht zur Hauptwelle ausgerich
tete Ebene auf der der durch den Rahmen getragene Dreh
zapfen liegt, sich durch die Raketenachse erstreckt.
16. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 15, wobei der durch den Rahmen getragene Drehzapfen
im Rahmen lösbar angeordnet ist.
17. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 16, wobei das durch die Leitwerksflosse getragene
Eingriffsglied ein mit der Führungsnut in Eingriff ste
hender Ansatz ist.
18. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 17, wobei die Einrichtung, durch die der Rahmen
dazu veranlaßt wird, seine Betriebsposition einzuneh
men, wenn keine äußeren Zwangsbedingungen vorhanden
sind, eine mit dem Raketenaufbau und dem Rahmen in ei
ner derartigen Positionsbeziehung verbundene Federein
richtung ist, daß ein Moment um die Hauptwelle erzeugt
wird, durch das der Rahmen dazu tendiert, von seiner
Ruhestellung in seine Betriebsposition zu schwenken.
19. Flugsteuerungsvorrichtung nach einem der Ansprüche 1
bis 18, wobei die äußeren Zwangsbedingungen, die der
Drehbewegung des Rahmens entgegenwirken, im wesentli
chen durch das Rohr der Abschußrampe gebildet werden,
in das die Rakete vor dem Abschuß angeordnet wird.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
IL10784493A IL107844A (en) | 1993-12-02 | 1993-12-02 | Flying object control system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4442461A1 true DE4442461A1 (de) | 1995-06-08 |
Family
ID=11065539
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4442461A Withdrawn DE4442461A1 (de) | 1993-12-02 | 1994-11-29 | Flugsteuerungsvorrichtung |
Country Status (5)
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