Rakete mit Kreisel Es ist bekannt, die beim Abbrennen der Treibsätze
einer Rakete entstehenden Verbrennungsgase zum Antrieb von auf der Rakete angebrachten
Kreiselrädern zu benutzen. Hierbei nehmen zweifellos die Kreiselräder sehr hohe
Drehgeschwindigkeiten an,. was an sich für die Stabilisierungswirkung günstig wäre.
Trotzdem dürfte eine derartige Einrichtung praktisch kaum anwendbar sein, weil durch
das nacheinander mit mehr oder weniger großen Pausen erfolgende Abbrennen der Treibsätze
außerordentlich große Stöße auf die Kreiselräder ausgeübt werden und eine Dämpfung
dieser sehr hohen stoßweisen Belastung der Kreiselräder mit einfachen Mitteln nicht
möglich erscheint.Missile with gyro It is known that when the propellant charges burn down
Combustion gases produced by a rocket for propulsion of the rocket mounted
To use gyroscopes. The gyroscopic wheels are undoubtedly very high
Rotation speeds. which in itself would be beneficial for the stabilizing effect.
Nevertheless, such a device is unlikely to be practically applicable because by
the burning of the propellant charges, which take place one after the other with more or less long pauses
extremely large shocks are exerted on the impellers and a damping
this very high intermittent load on the gyro wheels with simple means does not
seems possible.
Weiter ist es bekannt, 'die Relativbewegung der Luft gegenüber einer
Rakete auf ein an der Rakete angebrachtes Windrad zur Einwirkung zu bringen, das
als Antrieb für einen die Wicklungen eines elektromagnetischen Stabilisierungskreisels
speisenden Generator dient. Schon mit Rücksicht auf das verhältnismäßig hohe Gewicht
einer derartigen Einrichtung dürfte dieser Antrieb nur für sehr große Raketen in
Betracht kommen.It is also known, 'the relative movement of air with respect to a
Rocket to act on a wind turbine attached to the rocket, the
as a drive for one of the windings of an electromagnetic stabilization gyro
feeding generator is used. Considering the relatively high weight
Such a device should only use this drive for very large rockets
Come into consideration.
Schließlich ist es auch bekannt, den Kreisel eines Kursanzeigers für
Luftfahrzeuge durch Unterdruck in Umdrehungen zu versetzen, der mittels eines außerhalb
des Luftfahrzeuges angebrachten Venturirohres o. dgl. erzeugt wird. Gemäß der Erfindung
wird im Innern des Raketenkörpers außer mindestens dieser einen bekannten Unterdruck-
noch mindestens eine Überdruckleitung angeordnet, und es verbinden diese Rohrleitungen
den zur Stabilisierung dienenden Kreisel mit zwei solchen Punkten der Raketenoberfläche,
an denen beim Raketen-#ug verschiedene Drucke auftreten. Dadurch wird eine einfache,
aber sehr betriebssicher arbeitende Einrichtung geschaffen, welche gewisse Nachteile
der bisherigen Stabilisierungskreisel für Raketen vermeidet. Eine. so außerordentlich
hohe stoßweise Beanspruchung des Kreisels, wie dies bei einer der bekannten Einrichtungen
der Fall ist, kann bei der neuen Einrichtung nicht auftreten, und außerdem ist die
neue Einrichtung auch im Gegensatz zu der an zweiter Stelle erörterten bekannten
Einrichtung für Raketen beliebiger Größe anwendbar, da das Gewicht der bei ihr benutzten
Teile praktisch keine irgendwie wesentliche Rolle spielt.Finally, it is also known to use the gyro of a course indicator for
To put aircraft in revolutions by negative pressure, which by means of an outside
of the aircraft attached Venturi tube o. The like. Is generated. According to the invention
is inside the missile body in addition to at least this one known negative pressure
at least one overpressure line is also arranged, and it connects these pipelines
the gyro used for stabilization with two such points on the rocket surface,
on which various pressures appear in the rocket # ug. This creates a simple,
but created a very reliable working facility, which has certain disadvantages
the previous stabilization gyro for missiles avoids. One. so extraordinary
high intermittent load on the gyro, as is the case with one of the known devices
is the case, cannot occur with the new establishment, and besides, the
new facility also in contrast to the known one discussed in second place
Device applicable to missiles of any size, given the weight of those used with it
Parts practically does not play any essential role.
Auf der.Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung
schematisch dargestellt. Bei der Ausführung nach Fig. Z ist der eigentliche Raketenkörper,
welcher die Treib- und Sprengladungen enthält, mit i bezeichnet. Mit dem Raketenkörper
i ist ein Zusatzkörper a gekuppelt, der den Stabilisierungskreisel 3 enthält. Zum
Antrieb des Kreisels 3 ist eine Druckluftzuführungsleitung 4 von der Spitze 5 der
Rakete
aus durch den Körper i nach dem Kreisel 3 geführt, die in mehreren parallel geschalteten
Düsen 6 endigt. Es sind auf der Zeichnung zwei solcher Düsen 6 veranschaulicht.
Statt dessen kann auch eine größere Anzahl, z. B. q, 6 oder noch mehr, angeordnet
sein. Zur Abführung der Abluft dient eine Rohrleitung 7; die am hinteren Ende der
Rakete mit der Außenluft in Verbindung steht. Durch die dargestellte Anordnung der
Druckluftzuführungsleitung q. und der Abluftleitung 7 wird erreicht, daß die Druckluftzuführung
nicht nur von dem an der Spitze 5 der Rakete herrschenden Druck abhängig ist, sondern
daß die Druckluftzuführung auch noch durch den Saugdruck, welcher am hinteren Ende
8 der Rakete herrscht, verstärkt wird.On the drawing are several embodiments of the invention
shown schematically. In the embodiment according to Fig. Z, the actual missile body,
which contains the propellant and explosive charges, denoted by i. With the missile body
i an additional body a is coupled which contains the stabilization gyro 3. To the
The drive of the gyro 3 is a compressed air supply line 4 from the tip 5 of the
rocket
out through the body i after the gyro 3, which are connected in parallel in several
Nozzles 6 ends. Two such nozzles 6 are illustrated in the drawing.
Instead, a larger number, e.g. B. q, 6 or more, arranged
be. A pipe 7 serves to discharge the exhaust air; the one at the far end of the
Missile communicating with the outside air. Due to the illustrated arrangement of the
Compressed air supply line q. and the exhaust air line 7 is achieved that the compressed air supply
not only depends on the pressure prevailing at the tip 5 of the rocket, but
that the compressed air supply also through the suction pressure, which is at the rear end
8 the missile prevails, is reinforced.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 2 ist ein Stabilisierungskreisel
311 wiederum in dem hinteren Zusatzkörper 2d einer Rakete angeordnet, der mit dem
eigentlichen Raketenkörper i, welcher die Treib- und Sprengstoffe enthält, starr
verbunden ist. Die Druckluftzuführungsleitungen g und io sind in diesem Falle zu
den Seitenwandungen der Rakete geführt und endigen in Luftfangöffnungen ii und 12.
Die Abführung der Luft erfolgt mittels eines Rohres das wiederum am hinteren Ende
der Rakete mit der Außenluft in Verbindung steht. Auch bei der Ausführungsform nach
Fig. 2 wird eine Abhängigkeit der Druckmittelzuführung von der Relativgeschwindigkeit
der Rakete erreicht, wobei der Raum für die Treib- und Sprengladung der Rakete gegenüber
der Anordnung nach Fig. i nicht unerheblich größer bemessen sein kann.In the embodiment of FIG. 2, there is a stabilization gyro
311 in turn arranged in the rear additional body 2d of a missile, which is connected to the
actual missile body i, which contains the propellants and explosives, rigid
connected is. The compressed air supply lines g and io are closed in this case
the side walls of the rocket and end in air openings ii and 12.
The air is discharged by means of a pipe which in turn is at the rear end
the missile is in communication with the outside air. Also in the embodiment according to
Fig. 2 shows a dependence of the pressure medium supply on the relative speed
the missile reached, with the space for the propellant and explosive charge opposite the missile
the arrangement according to FIG. i can be dimensioned not insignificantly larger.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 3 ist eine Druckluftzuführungsleitung4b
von der Spitze 5'
der Rakete durch den eigentlichen Raketenkörper ib hindurch
zu dem Stabilisierungskreisel 3b geführt. Die Abluftleitungen 71 sind in diesem
Falle mit ihren äußeren Enden i2b in die Auspuffdüsen 13 des Treibstoffes hineinverlegt,
so daß die Abgase des Treibstoffes einen verstärkten Saugdruck am äußeren Ende der
Abluftleitungen iZb erzeugen.In the embodiment according to FIG. 3, a compressed air supply line 4b is led from the tip 5 'of the rocket through the actual rocket body ib to the stabilization gyro 3b. In this case, the exhaust lines 71 are laid with their outer ends i2b into the exhaust nozzles 13 of the fuel, so that the exhaust gases of the fuel generate an increased suction pressure at the outer end of the exhaust lines iZb.