EP0238717B1 - Steerable missile - Google Patents

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Publication number
EP0238717B1
EP0238717B1 EP86115867A EP86115867A EP0238717B1 EP 0238717 B1 EP0238717 B1 EP 0238717B1 EP 86115867 A EP86115867 A EP 86115867A EP 86115867 A EP86115867 A EP 86115867A EP 0238717 B1 EP0238717 B1 EP 0238717B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
rotor
console
control
control elements
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP86115867A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP0238717A1 (en
Inventor
Walter Kranz
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Messerschmitt Bolkow Blohm AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Messerschmitt Bolkow Blohm AG filed Critical Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Publication of EP0238717A1 publication Critical patent/EP0238717A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP0238717B1 publication Critical patent/EP0238717B1/en
Anticipated expiration legal-status Critical
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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
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the invention relates to a controllable missile according to the preamble of claim 1.
  • Such a missile is known from GB-A 2 019 335.
  • the missile in this case has a main body, from which a plurality of fixed arms extend, at the ends of which are arranged supports for control members which are parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • These carriers have a part which is fixedly connected to the arms and a rotor which is connected to this part by means of bearings and which is held in a roll-stabilized manner by means of rotors.
  • the actuators are radially protruding duck rudders that can be operated with the help of servomotors based on signals from a seeker head. Due to the roll position stabilization of the rotors, the missile can also rotate about its longitudinal axis.
  • This missile is complex, particularly with regard to the control of the actuators with the aid of servomotors and the complicated roll position stabilization due to the gyroscope used.
  • a missile which can be controlled with the aid of a rotating thrust nozzle.
  • the thrust nozzle which generates a thrust jet in an approximately radial direction to the longitudinal axis of the missile, is supplied by ram air or, preferably, by a hot gas generator and is kept in rapid rotation.
  • a transverse force is exerted on the missile in that the thrust nozzle is retarded in its natural rotation until it stops with the aid of a braking system on the side of the missile, as a result of which the gas jet emerging from the thruster can be directed in a direction desired for controlling the missile.
  • the invention has for its object to design a missile of the type in question so that it can be controlled with rudder systems or spoiler systems with the least possible effort.
  • control of the missile takes place with the aid of two control parts, namely a control part between the missile and the driven rotor and a further control part on the rotor with which the actuators are actuated.
  • the control part for the actuators is actuated by the control part on the missile side.
  • the rotor actuation system has a console which can be rotated or pivoted about the longitudinal axis of the missile, parallel or at an angle thereto, and which carries the actuators for the generation of transverse force.
  • the actuators are actuated by their metered coupling to the missile via a control mechanism.
  • the direction of the transverse force is determined by the momentary angular position of the actuators relative to the environment during the coupling.
  • the transverse force level or the transverse pulse is determined by the coupling duration.
  • the energy for actuating the actuators is preferably taken normally from the rotary drive of the rotor.
  • the actuating elements are actuated by their dosed coupling to the missile via the control mechanism, whereby a further rotor can be located between the missile and the control mechanism (e.g. a rotation of the body is then unnecessary for the function of different variants).
  • Additional drives are possible, e.g. B. by a rudder with the help of a motor between the two rotors or by a rotor between the second rotor and the missile.
  • the measurement of the rotational position of individual parts is necessary for various systems in order to obtain the relation to the electrical command in the missile part.
  • the measurement option (by potentiometer, magnetic or optical tap) is not listed here.
  • the control part for the FK missile is the braking system E.
  • Command ZERO brake system E is not activated: rotor runs continuously, driven by e.g. B. crossed oars pair B.
  • Brake system is activated: Part C is braked compared to part A and rotates the rudder pair B via pin 8, so that a lateral force is generated.
  • Command zero brake system is not activated, rotor runs continuously, driven by crossed rudder pair B.
  • Brake system is activated: Part C is braked in relation to A and rotates rudder 2 via pin 8. The lateral force is created by the rudder pair, which is rotated on average. The rotary drive is also supported by the increased entanglement. The function is similar to that of the rotor positioning system according to FIG. 1.
  • the seeker head system essentially consists of the FK missile itself and a rotating unit A, consisting of an aerodynamic rotary drive with additional aileron action and the sensor system 1, 2, 3, and as a link between the missile and rotating unit, a braking system E.
  • the mode of operation is initially based on a drop rocket, i. H. based on a relatively slow flying missile (Fig. 4, 5).
  • the sensor system consists of a grommet 1 with a slit-shaped opening 2 (“acoustic tube”) and the acoustic sensor 3 itself, all of which rotate at an angle a to the x-axis, caused by the entangled pair of wings 4.
  • the sensor system scans the bottom region 5, which is highlighted in bold in FIG. 5, with the width and length corresponding to the spout slot 2 and forms the maximum scanning region AB.
  • Command zero ie no target is detected:
  • the rotating unit rotates freely due to the entangled pair of wings 4 by the braking system;
  • the scanning area AB decreases with decreasing distance from the missile to the ground.
  • the rotary drive is in the axis x-x (or parallel to it), so that no transverse forces can act on the missile FK; (Resistance reduction, simplification of the regulation, but at the expense of the increased effort for applying the lateral force in the event of a command; description of the function later).
  • the sensor picks up this noise and immediately initiates the braking process of the rotary drive against the missile.
  • the rotary unit After the rotary drive has low inertia relative to the missile, the rotary unit now rotates with the missile when the brakes are fully applied or even when the brakes are reduced. H. opposite to their original direction of rotation and also spatially opposite to the target, since the missile itself rotates in relation to the surroundings.
  • the senor loses the acoustic signal, i. H. the target again, the brake is released and the rotary drive rotates again in its original direction until the acoustic signal is detected again and the brake is switched on again.
  • This process is repeated continuously.
  • the rotating unit is spatially fixed with the axis a-a in the direction of the target, i. H. the pair of wings 4 (Fig. 1, 4) constantly generates shear force in the missile towards the target, until the acoustic signal is within the cone angle ⁇ . The result is zero command.
  • the inaccuracy is also determined by the angle .beta.
  • the angle .beta. serves primarily to avoid having to correct every missile wobble movement.
  • additional stabilization of the missile can be achieved at an angle ⁇ of almost 0, in particular if the adjustment is carried out with transverse forces less than the maximum transverse forces, as is shown in the solution according to FIGS. 2 and 3: here there is a forced rotation of the pair of wings 4 around the axis se ee (corresponds to increasing transverse force generation) when the braked brake disc 6 exerts force on the eccentrically arranged bolt 8 via part 7.
  • the resetting of the pair of wings to the "transverse force zero" position is carried out by the spring 9 or aerodynamic effects on the wings.
  • the sensor signal is routed via a grinder 10 to signal processing with amplification 11 and on to the brake coil 12.
  • the very simple system listed here can preferably be used for relatively slow targets, e.g. B. anti-tank missile, helicopter defense, ship targets etc, d. H. Attack from above; steered slide bomb; Lift mine.
  • targets e.g. B. anti-tank missile, helicopter defense, ship targets etc, d. H. Attack from above; steered slide bomb; Lift mine.
  • the rudder pair rotates about the axis e-e up to a stop which, for. B. can be realized by the tightly wrapped spring 9 to part 7. Then the rudder pair together with the console will turn in the opposite direction of rotation around the axis x-x if the missile itself turns in the opposite direction to the environment: This means the possibility of generating a full command in a defined spatial direction.
  • transverse force generator which are particularly inertial can be replaced by a transverse thrust nozzle according to DE-A 33 17 583, which is supplied with gas either by ram air, but preferably by a hot gas generator. Due to the reduced moment of inertia, the impeller rotary actuator now only requires smaller dimensions or is itself replaced by a torque-generating nozzle (rotating nozzle system).
  • the senor is e.g. B. a low-inertia laser receiver.
  • the command is given analogously to Figures 1 to 4: That is. with zero command, the rotating nozzle DD constantly blows into the inner wall I z. B. the grenade FK.
  • a gate KL is braked by the braking system, the rotating unit slides axially, in this case backwards in such a way that depending on the overlap at the edge K, more or less lateral force is generated to the outside in accordance with the duration of the command.
  • the sensor S is constructed as in FIGS. 4 and 5; the measurement signals are picked up by the slip ring 10.
  • a neutral outlet 13 is also provided for the rotary nozzle.
  • the mechanical separation is to be understood so that the sensor system can rotate quickly regardless of the transverse force generator, i. H. works autonomously. This means that a more precise command formation for the transverse force generator can take place in a computer from the signals of the target and the rotation of the missile relative to the sensor system.
  • an inertial console and low-inertia actuators are provided: With extreme commands (e.g. high braking), the rudder (pair) is rotated, and with maximum deflection, the console is turned by decoupled from the control elements (rudder pair): the console continues to run - expediently supported by a separate rotary drive -, the rudder pair "remains" spatially.
  • Shear force zero command The rotor remains in rotation due to the interlocked rudders (Fig. 9a); there is no lateral force, turning requires a minimum of energy.
  • This type of control can thus be used directly for roll-stabilized missiles.
  • F is the extension system for the console A; a slide piston of the extension system F acted upon by gas G from a gas generator is designated by 21; the braking system E is constructed as in FIG. 1; a separate roller drive by pivoted fixed wings 22 for the console is provided, which can also be used for the expansion wing solution according to FIG. 10; the rear fixed rudder is designated by 23, the front rudder by 24, which is also the actuator and rotary drive for the rotor. 8 has a non-rotatable brake magnet 25 with a brake disc 26 which acts on the control part C of the rotor.
  • FIG. 11 shows part of a missile FK with the missile longitudinal axis 41 indicated.
  • the missile tip forms the front part of the missile with a target seeker 42, the details of which are not shown further.
  • the tip runs on ball bearings 43 around the missile.
  • the rudder axis RA is radial.
  • At least two opposite rudders are shown around the circumference of the target seeker head, one of which, the one shown here, is adjustable.
  • the rudder has a transmission mandrel 45 projecting from the rudder axis, which is assigned to a transmission stop 46 of a brake disk 47.
  • the brake disc forms the control part for the rudder and works together with a ring magnet 48 on the missile side.
  • the parts 47 and 48 form a braking system, as already explained above. It can be seen from FIG. 12 that when the ring magnet is switched on, the brake disc remains behind the rotation of the seeker head or here a rotating part A located in the middle of the missile, so that the rudder is turned against the longitudinal axis of the missile. If the braking is released, the brake disc rotates freely again with the transmission mandrel; the rudder is brought into the starting position by a return spring, not shown here.
  • FIG. 13a A system similar to that shown in FIG. 11 is shown in FIG. 13a.
  • the same reference numerals are used, to which a (') is added.
  • the rudder 44 ' is, however, designed such that the pressure point 51 of the rudder lies in front of the radial rudder axis.
  • a further transmission mandrel 45 ′′ is provided, to which a brake disk 47 ′′ is assigned.
  • Another ring magnet 48 "works together with the brake disc.
  • the operation of these parts 45", 46 ", 47", 48 is like that of parts 45, 46, 47, 48.
  • rudders In the simplest case, four rudders are provided, three of which generate a torque via the inertial console.
  • the fourth rudder is steered impulsively.
  • the rotary drive takes place through the inclined rudder; however, this can also be done by a motor.
  • FIG 14 is a multiple rudder rotor system shown, in which several rudders with radial rudder axes are arranged on a rotating part A. Only one of the oars is shown here, usually four or more oars are used. All rudders are adjustable around their rudder axes. Each rudder is adjusted as in the exemplary embodiments according to FIGS. 11 to 13, the braking system consisting of magnets and brake disks being broken down into a plurality of, in this case eight pot magnets M1 to M8 and associated scenes K1 to K4 with corresponding scenery skids. These runners and the guide links are designed so that the rudder can be transferred from its rest position into the employed position with the angle a and can be returned from it.
  • the individual rudders are controlled in such a way that the desired control component is set in a fixed space sector, ie a smooth control of all rudders is provided.
  • the individual pot magnets are controlled accordingly. With this version, full command can be achieved almost during the entire rotation of the missile.
  • This multiple rudder system is based on the rotor rudder system II. Basically, the energy for deflecting the rudders is taken from the current. With the rudder not shown, the missile FK (front part, rear part) rotates in the direction of the arrow shown, the console A of the control system through the four rudders R1 to R4 (angle of attack a, rudder axis 61) in the opposite direction.
  • Each rudder has a runner K1 to K4 made of magnetic material, which are each guided in a guide link 62.
  • the runners are preferably designed so that two magnets M of eight pot magnets M1 to M8 located next to one another always trigger the rotary movement of the rudder when the two magnets are excited.
  • the rudders are returned either aorodynamically or preferably by a spring, not shown.
  • the mounting of console A in the missile is also not shown.
  • a missile roll drive can also be omitted.
  • a kinked bracket A is mounted in a missile tip FK, which has two rudders R which are interlocked in the part which projects forward and is kinked with respect to the missile longitudinal axis.
  • the control parts for the bent console and the control parts on the missile side are not shown.
  • This is a brake system as in FIG. 1, accordingly a brake disc connected to the rotating console and a brake magnet on the missile side. If the braking system is not activated, the bent console rotates freely around the longitudinal axis of the missile at high speed. If the bent console is stopped by the braking system, a lateral force corresponding to a pitching moment acts on the missile due to the off-center position of the rudder.
  • the system shown in FIG. 15 can be used in conjunction with a seeker head system according to FIG. 5.
  • the control part on the missile side is the brake magnet.
  • a slim console A is mounted in the missile tip FK, the axis of rotation of which is inclined relative to the longitudinal axis of the missile.
  • the console At its front end, which lies approximately in the longitudinal axis of the missile, the console carries a crossed pair of wings 71, so that the console is set into rapid rotation when the missile is flying.
  • the described arrangement practically avoids interference forces on the missile. If a transverse force is to be exerted on the missile in a certain direction, the console is stopped with a brake system E, which consists of a magnet and a toothed brake disc which meshes with a gear wheel on the missile end of the console.
  • a brake system E which consists of a magnet and a toothed brake disc which meshes with a gear wheel on the missile end of the console.
  • the pair of wings now held exerts a transverse force on the missile, the spatial direction of this transverse force being able to be determined in accordance with the held position of the console.
  • a brake magnet is provided as a control part on the missile side.
  • Command zero plane surface of the rudder pair aims through the missile's longitudinal axis (braking effect on the missile is low).
  • the plane of the rudder pair forms an angle with the longitudinal axis of the missile.
  • the command zero is 90 degrees.
  • the solution is simple.
  • the actual positioning system with the console, the entangled pair of wings and the magnet system is similar to the system shown in FIG. 16, so that a description is unnecessary.
  • This control system is in turn received in a rotating part 81, which forms part of the missile tip.
  • This rotating part is supported against the missile housing FK.
  • a ring magnet 82 is provided in the missile housing and is associated with a brake disk 83 on the side of the rotating part. Ring magnet and brake disc form another brake system.
  • the turned part itself must be kept in constant rotation by means of interlocked rudder R. These rudders are therefore only used for the rotor drive. With this rotor system, a fixed lateral force can be constantly exerted on the missile, even when the missile is rotating.
  • the entire tip is coupled to an additional control unit opposite the missile (brake magnet or electric motor drive). Otherwise, this system is similar to that in Figure 16. A pivoting movement is possible with an electric motor drive.
  • the necessary rudder area generally decreases with increasing distance from the center of gravity of the missile; this reduces the rudder moment of inertia and the switching process command - zero command command is faster; the lateral force otherwise provided by thrusters can also be reduced, d. H. a hot gas generator is not necessary for many applications. If the handrail, i.e. H. the console A after leaving z. B. the gun barrel pushed out, for. B. by delaying the grenade, the extended lever arm does not prevent the manipulation of the missile. It should be mentioned that the handrail itself generates lift, which additionally reduces the rudder surface.
  • a bracket A is mounted parallel to the missile longitudinal axis, which is set in rotation by an entangled spoiler pair 91 at the tip.
  • a gear 92 is provided which meshes with a toothed brake disk 93.
  • This brake disc forms a brake system E with a magnet 94, as described for FIGS. 16 and 17.
  • the entangled spoiler pair 91 is held in a plane parallel to the transverse plane of the missile in accordance with FIGS. 18a and 18b; with a zero command, the spoiler is held in the vertical plane of the missile (Fig. 18 c and d)
  • FIGS. 19a and 19b A top view of a missile tip FK is shown in FIGS. 19a and 19b, parts being broken away for reasons of clarity.
  • a spoiler 101 designed as a turned sheet metal strip is mounted on a spoiler carrier 102 and, in the position shown in FIG. 19a, is located on the outer circumference of the missile. The shape of the spoiler effects the rotary drive of the entire console system A.
  • a sprocket 103 which is designed as an armature and which rotates together about the axis of rotation D, is connected to the spoiler carrier.
  • the armature meshes in a gear 104, which is firmly connected to a missile brake magnet.
  • the brake magnetic poles 105 are also indicated.
  • the spoiler can be transferred from the position shown in FIG. 19a to the missile-centered position shown in FIG. This position corresponds to the zero command, the position according to Fig. 19a a full command.

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Abstract

1. Controllable missile (FK) including control elements (4, 23, 33, 34, 44, 44', R1, 71, 91, 101) to influence the flight path of the missile, with a rotor which rotates relative to the remaining missile body, and a console (A) on which are arranged the control elements which are adjustable so as to influence the flight path of the missile with the aid of a control member (C, 45, 46, K, 92, 104), characterised in that the rotor has its propelling rotary drive (4, 22, 23, 44, R1, 71, 01, 101), that a further control member (E) to influence the rotatation of the rotor is provided between the rotor and the remaining missile body, and that said further control member (E) includes means which actuate the control member (C, 45, 46, K, 92, 104) for the control elements on the console.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen steuerbaren Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a controllable missile according to the preamble of claim 1.

Aus der GB-A 2 019 335 ist ein solcher Flugkörper bekannt. Der Flugkörper weist hierbei einen Hauptkörper auf, von dem mehrere feste Arme ausgehen, an deren Enden parallel zu der Flugkörper- längsachse ausgebildete Träger für Steuerorgane angeordnet sind. Diese Träger weisen einen mit den Armen fest verbundenen Teil und einen mit diesem Teil über Lager verbundenen Rotor auf, der mit Hilfe von Kreiseln rollagestabilisiert gehalten wird. Die Stellorgane sind aus dem Rotor radial herausragende Entenruder, die mit Hilfe von Servomotoren aufgrund von Signalen eines Suchkopfes betätigt werden können. Durch die Rollagestabilisierung der Rotoren kann der Flugkörper auch um seine Längsachse drehen.Such a missile is known from GB-A 2 019 335. The missile in this case has a main body, from which a plurality of fixed arms extend, at the ends of which are arranged supports for control members which are parallel to the longitudinal axis of the missile. These carriers have a part which is fixedly connected to the arms and a rotor which is connected to this part by means of bearings and which is held in a roll-stabilized manner by means of rotors. The actuators are radially protruding duck rudders that can be operated with the help of servomotors based on signals from a seeker head. Due to the roll position stabilization of the rotors, the missile can also rotate about its longitudinal axis.

Die Konstruktion dieses Flugkörpers ist aufwendig, insbesondere hinsichtlich der Steuerung der Stellorgane mit Hilfe von Servomotoren und der durch die verwendeten Kreisel komplizierten Rolllagestabilisierung.The construction of this missile is complex, particularly with regard to the control of the actuators with the aid of servomotors and the complicated roll position stabilization due to the gyroscope used.

Aus der DE-A 3 317 583 ist ein Flugkörper bekannt, der mit Hilfe einer rotierenden Schubdüse gesteuert werden kann. Die Schubdüse, die einen Schubstrahl in etwa radialer Richtung zur Flugkörperlängsachse erzeugt, wird durch Stauluft oder bevorzugt durch einen Heißgasgenerator versorgt und in schneller Rotation gehalten. Eine Querkraft auf den Flugkörper wird dadurch ausgeübt, daß die Schubdüse mit Hilfe eines Bremssystemes auf seiten des Flugkörpers in ihrer natürlichen Rotation bis zum Anhalten verzögert wird, wodurch der aus der Schubdüse austretende Gasstrahl in eine für die Steuerung des Flugkörpers gewünschte Richtung gelenkt werden kann.From DE-A 3 317 583 a missile is known which can be controlled with the aid of a rotating thrust nozzle. The thrust nozzle, which generates a thrust jet in an approximately radial direction to the longitudinal axis of the missile, is supplied by ram air or, preferably, by a hot gas generator and is kept in rapid rotation. A transverse force is exerted on the missile in that the thrust nozzle is retarded in its natural rotation until it stops with the aid of a braking system on the side of the missile, as a result of which the gas jet emerging from the thruster can be directed in a direction desired for controlling the missile.

Diese bekannten Steuervorrichtungen können als Rotorstellsysteme bezeichnet werden, da die für die Ausübung einer Querkraft verantwortlichen Stellorgane auf einem relativ gegenüber dem Flugkörper drehbaren Rotor angeordnet sind.These known control devices can be referred to as rotor actuation systems, since the actuators responsible for exerting a transverse force are arranged on a rotor which can be rotated relative to the missile.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper der in Rede stehenden Art so auszubilden, daß dieser mit möglichst geringem Aufwand auch mit Rudersystemen oder Spoilersystemen gesteuert werden kann. Insbesondere soll eine Steuerung auch von relativ kleinen Flugkörpern möglich sein, wobei trägheitsarme Systeme für schnelle Flugkörper und zur Steuerung von langsameren und größeren Flugkörpern, so z.B. Fallbomben, trägheitsbehaftete Rotorstellsysteme, ermöglicht werden.The invention has for its object to design a missile of the type in question so that it can be controlled with rudder systems or spoiler systems with the least possible effort. In particular, it should also be possible to control relatively small missiles, low-inertia systems for fast missiles and for controlling slower and larger missiles, e.g. Drop bombs, inertial rotor positioning systems, are made possible.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 1 angegebenen Merkmale gelöst.This object is achieved according to the invention by the features specified in the characterizing part of patent claim 1.

Demgemäß erfolgt die Steuerung des Flugkörpers mit Hilfe zweier Steuerteile, nämlich einem Steuerteil zwischen Flugkörper und dem angetriebenen Rotor und einem weiteren Steuerteil auf dem Rotor, mit dem die Stellorgane betätigt werden. Das Steuerteil für die Stellorgane wird hierbei durch den Steuerteil auf seiten des Flugkörpers betätigt.Accordingly, the control of the missile takes place with the aid of two control parts, namely a control part between the missile and the driven rotor and a further control part on the rotor with which the actuators are actuated. The control part for the actuators is actuated by the control part on the missile side.

Weitere Ausgestaltungen gehen aus den abhängigen Ansprüchen 2-24 hervor. Die Erfindung ist in verschiedenen Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung stellen dar:

  • Fig. 1 ein Rotorstellsystem mit einem Ruderpaar als Stellorgan, wobei die beiden Ruder mit einer gemeinsamen Achse versehen sind;
  • Fig. 2 ein System ähnlich wie in Fig. 1, wobei jedoch ein Ruder fest, das andere hingegen verstellbar ist;
  • Fig. 3 eine teilweise geschnittene Aufsicht eines mit einem Stellsystem gemäß Fig. 1 ausgerüsteten Flugkörpers;
  • Figur 4 eine teilweise geschnittene perspektivische Ansicht des Vorderteiles eines Flugkörpers mit einem Stellsystem gemäß Figur 1 oder 2, das mit einem Suchkopf kombiniert ist;
  • Figur 5 eine schematische Darstellung des Prinzipes für den Suchkopf, der in diesem Falle mit einem Rotorstellsystem gemäß Figur 15 ausgerüstet ist;
  • Figur 6 einen Querschnitt durch eine Flugkörperspitze mit einem angetriebenen Suchkopfsystem;
  • Figur 7 einen Querschnitt durch eine Flugkörperspitze mit einem Rotorstellsystem gemäß der Erfindung, das ein aus dem Flugkörper nach vorn ragendes Drehteil aufweist, an dessen Spitze zwei gegeneinander verschränkte und verstellbare Ruder angeordnet sind, wobei das Drehteil mit Hilfe eines Bremssystemes positionierbar ist;
  • Figur 8 das Steuerteil mit dem Bremssystem für das Rotorstellsystem in Figur 7;
  • Figur 9 eine schematische Darstellung unterschiedlicher Kommandos, die mit einem Rotorstellsystem gemäß Figur 7 möglich sind, und zwar ein Rollkommando zum Antrieb des Drehteiles bei verschwenktem Flügelpaar in Fig. 9a, in Fig. 9b ein Nickkommando in Richtung des Winkels a bei parallel gestellten Flügeln und in Fig. 9c ein Nickkommando mit gleichsinnig in einer Richtung, jedoch nicht um den gleichen Winkel verstellten Flügeln bei gleichzeitigem Rollenantrieb;
  • Figur 10 die Spitze eines Drehteiles für ein Stellsystem ähnlich Figur 7 mit zwei gegeneinander verschränkten Flügeln, die in die Innenkontur des Drehteiles einschwenkbar und aus dieser zur Ableitung eines Nickkommandos ausschwenkbar sind;
  • Figur 11 eine Teildarstellung des Vorderteiles eines mit einem Zielsuchkopf ausgerüsteten Flugkörpers, wobei mit dem Zielsuchkopf Ruder mitrotieren, die um eine radiale Drehachse verschwenkbar sind und zur Erzeugung eines Nickkommandos mit Hilfe eines magnetischen Bremssystemes um die Ruderachse verschwenkt werden können;
  • Figur 12 eine Teilseitendarstellung des in Figur 11 gezeigten leicht modifizierten Flugkörpers bei ausgelenktem Ruder;
  • Figur 13 ein Stellsystem entsprechend Figur 11, wobei jedoch ein weiteres Magnetsystem an der Vorderseite der Ruder vorgesehen ist, um die Ruder nach einer impulsartigen Verstellung durch einen weiteren Steuerimpuls in die Ruhelage zu bringen, wozu der Druckpunkt des Ruders in Flugrichtung des Flugkörpers vor der radialen Ruderachse liegt;
  • Figur 14 eine geknickte Explosionsdarstellung eines Flugkörpervorderteiles und eines Flugkörperhinterteiles mit einem Mehrfach-Ruderrotorsystem, wobei dieses Rotorsystem auf einem Drehteil mehrere, in diesem Falle vier Ruder trägt;
  • Figur 15 eine schematische Teildarstellung des Vorderteiles eines Flugkörpers mit einem abgeknickten Drehteil, an dessen Spitze zwei gegenüberliegende und gegeneinander verschränkte feste Ruder angeordnet sind, die einmal die Rotation des Drehteiles erzwingen und zum anderen dann, wenn das Drehteil gegenüber dem Flugkörper im wesentlichen raumfest angehalten wird, auf den Flugkörper eine Querkraft ausüben;
  • Figur 16 schematisch einen Querschnitt durch die Spitze eines Flugkörpers mit einem geraden Drehteil, das an seiner Vorderspitze zwei gegeneinander verschwenkte Flügel aufweist, wobei dieses Drehteil gegenüber der Flugkörperlängsachse geneigt ist;
  • Figur 17 eine Variante des in Figur 16 dargestellten Rotorsystemes, wobei das Drehteil für das verschränkte Flügelpaar auf einem weiteren Drehteil angeordnet ist, das mit Hilfe von verschränkten Rudem in Rotation versetzbar ist, andererseits auf dem Flugkörper abgesetzt und gegenüber diesem in unterschiedlichen Positionen gehalten werden kann;
  • Figur 18 Querschnitte bzw. Vorderansichten eines Teiles eines Flugkörpers mit einem Rotor-Spoilersystem, wobei zwei gegenüberliegende, verschränkt gegeneinander angeordnete Spoiler im Bereich der Flugkörperspitze auf einem Drehteil angeordnet sind, dessen Drehachse parallel zu der Flugkörperlängsachse ist, wobei die Stellung der Spoiler mit Hilfe eines Magnet-Bremssystemes eingestellt werden kann; in den Figuren 18a und 18b ist die Stellung des Drehkörpers und der Spoiler für ein Vollkommando gezeigt, bei dem die anströmende Luft auf die als Prallfläche ausgebildete Frontfläche des Flugkörpers aufprallt und andererseits an dem Spoiler vorbeigeleitet wird, so daß sich ein Nickkommando einstellt; in den Figuren 18c und 81d ist die Stellung des Drehteiles mit dem Spoiler für ein Nullkommando gezeigt, wobei die Strömung um den Flugkörper relativ symmetrisch ist, lediglich das aus der Außenkontur des Flugkörpers herausragende Teil des Spoilers bildet einen geringen Widerstand;
  • Figur 19 eine Aufsicht auf ein weiteres Rotor-Spoilersystem, wobei der Spoiler auf eine Art Planetenträger mit mehreren aufeinander ablaufenden Zahnrädern angeordnet ist und aus einer Stellung nahe am Umfang des Flugkörpers zur Erzielung eines Vollkommandos in eine Stellung etwa in der Mitte des Flugkörpers entsprechend Figur 19b für ein Nullkommando zu bringen ist.
Further refinements emerge from the dependent claims 2-24. The invention is explained in more detail in various exemplary embodiments with reference to the drawing. In the drawing:
  • Figure 1 shows a rotor control system with a pair of oars as an actuator, the two oars are provided with a common axis.
  • Fig. 2 shows a system similar to that of Fig. 1, but with one rudder fixed and the other adjustable.
  • 3 shows a partially sectioned top view of a missile equipped with an actuating system according to FIG. 1;
  • FIG. 4 shows a partially sectioned perspective view of the front part of a missile with an adjusting system according to FIG. 1 or 2, which is combined with a seeker head;
  • Figure 5 is a schematic representation of the principle for the seeker head, which in this case is equipped with a rotor control system according to Figure 15;
  • FIG. 6 shows a cross section through a missile tip with a driven seeker head system;
  • FIG. 7 shows a cross section through a missile tip with a rotor actuation system according to the invention, which has a rotating part protruding out of the missile, at the tip of which two mutually interchangeable and adjustable rudders are arranged, the rotating part being positionable with the aid of a braking system;
  • FIG. 8 the control part with the brake system for the rotor actuating system in FIG. 7;
  • Figure 9 is a schematic representation of different commands that are possible with a rotor control system according to Figure 7, namely a roll command to drive the rotating part with pivoted wing pair in Fig. 9a, in Fig. 9b a pitch command in the direction of the angle a with parallel blades and in FIG. 9c a pitch command with wings adjusted in the same direction in one direction, but not by the same angle, with simultaneous roller drive;
  • FIG. 10 shows the tip of a rotating part for an actuating system similar to FIG. 7 with two mutually interlocked wings which can be pivoted into the inner contour of the rotating part and can be swung out of the latter to derive a pitching command;
  • FIG. 11 shows a partial representation of the front part of a missile equipped with a seeker head, with the seeker head also rotating oars, which can be pivoted about a radial axis of rotation and can be pivoted about the rudder axis with the aid of a magnetic braking system to generate a pitching command;
  • FIG. 12 shows a partial side view of the slightly modified missile shown in FIG. 11 with the rudder deflected;
  • FIG. 13 shows an actuating system corresponding to FIG. 11, but a further magnet system is provided on the front of the rudder in order to bring the rudder into the rest position after a pulse-like adjustment by a further control pulse, for which purpose the pressure point of the rudder in Flugrich device of the missile lies in front of the radial rudder axis;
  • FIG. 14 shows an exploded view of a missile front part and a missile rear part with a multiple rudder rotor system, this rotor system carrying several, in this case four rudders on a rotating part;
  • Figure 15 is a schematic partial representation of the front part of a missile with a bent rotary part, at the tip of which are arranged two opposing and mutually entangled fixed rudders, which force the rotation of the rotating part, on the one hand, and on the other hand when the rotating part is held in a substantially fixed space relative to the missile exert a lateral force on the missile;
  • FIG. 16 schematically shows a cross section through the tip of a missile with a straight rotating part, which has two wings pivoted against one another at its front tip, this rotating part being inclined with respect to the longitudinal axis of the missile;
  • Figure 17 shows a variant of the rotor system shown in Figure 16, wherein the rotating part for the entangled pair of wings is arranged on a further rotating part, which can be set in rotation by means of entangled roving, on the other hand can be placed on the missile and held in different positions relative to it ;
  • Figure 18 cross-sections or front views of a part of a missile with a rotor spoiler system, wherein two opposing spoilers arranged opposite one another are arranged in the region of the missile tip on a rotating part, the axis of rotation of which is parallel to the longitudinal axis of the missile, the position of the spoiler using a Magnetic braking system can be adjusted; FIGS. 18a and 18b show the position of the rotating body and the spoiler for a full command, in which the incoming air impacts the front surface of the missile, which is designed as an impact surface, and on the other hand is guided past the spoiler, so that a pitch command is established; 18c and 81d show the position of the rotating part with the spoiler for zero command, the flow around the missile being relatively symmetrical, only the part of the spoiler protruding from the outer contour of the missile forms a low resistance;
  • FIG. 19 is a plan view of a further rotor spoiler system, the spoiler being arranged on a type of planet carrier with a plurality of gearwheels running on one another and from a position close to the circumference of the missile in order to achieve perfect command into a position approximately in the middle of the missile in accordance with FIG. 19b to be brought for a zero command.

Rotor-StellsystemRotor positioning system

Das Rotor-Stellsystem weist eine um die Flugkörper-Längsachse parallel oder angewinkelt dazu dreh- oder schwenkbare Konsole auf, welche die Stellorgane für die Querkrafterzeugung trägt. Die Betätigung der Stellorgane entsteht durch deren dosierte Kopplung mit dem Flugkörper über einen Steuermechanismus. Die Querkraftrichtung ist bestimmt durch die momentane Winkelstellung der Stellorgane gegenüber der Umgebung bei der Kopplung. Die Querkrafthöhe bzw. der Querimpuls ist bestimmt durch die Kopplungsdauer.The rotor actuation system has a console which can be rotated or pivoted about the longitudinal axis of the missile, parallel or at an angle thereto, and which carries the actuators for the generation of transverse force. The actuators are actuated by their metered coupling to the missile via a control mechanism. The direction of the transverse force is determined by the momentary angular position of the actuators relative to the environment during the coupling. The transverse force level or the transverse pulse is determined by the coupling duration.

Die Energie für die Betätigung der Stellorgane wird vorzugsweise aus dem Drehantrieb des Rotors normal entnommen.The energy for actuating the actuators is preferably taken normally from the rotary drive of the rotor.

Die Betätigung der Stellorgane entsteht durch deren dosierte Kopplung mit dem Flugkörper über den Steuermechanismus, wobei zwischen Flugkörper und Steuermechanismus ein weiterer Rotor befindlich sein kann (z. B. erübrigt sich dann eine Drehung des Körpers für die Funktion verschiedener Varianten). Zusätzliche Antriebe sind möglich, z. B. durch eine Ruderverschränkung mit Hilfe eines Motors zwischen den beiden Rotoren oder durch einen Rotor zwischen dem zweiten Rotor und dem Flugkörper.The actuating elements are actuated by their dosed coupling to the missile via the control mechanism, whereby a further rotor can be located between the missile and the control mechanism (e.g. a rotation of the body is then unnecessary for the function of different variants). Additional drives are possible, e.g. B. by a rudder with the help of a motor between the two rotors or by a rotor between the second rotor and the missile.

Die wesentlichen Bestandteile des Rotor-Stellsystems sind demnach:

  • ein Rotor aus Konsole, Drehantrieb für den Rotor, Stellorganen und einem Steuerteil für den Rotor;
  • der Flugkörper mit dem Steuerteil für den Flugkörper.
The main components of the rotor positioning system are:
  • a rotor from console, rotary drive for the rotor, actuators and a control part for the rotor;
  • the missile with the control part for the missile.

Nähere Einzelheiten des Rotors sind häufig zu einem Teil mit Mehrfachfunktion zusammengefaßt.Further details of the rotor are often combined into one part with multiple functions.

Als Stellorgane kommen zur Anwendung aerodynamische oder aquadynamische Strahlruder, aerodynamische oder aquadynamische Strahlspoiler,

  • Schubdüsen,
  • Klappen oder ähnliches.
Aerodynamic or aquadynamic thrusters, aerodynamic or aquadynamic jet spoilers are used as actuators,
  • Thrusters,
  • Flaps or the like.

Als Drehantrieb des Rotors kommen in Frage: verschränkte aerodynamische, aquadynamische oder Strahl-Spoiler (Heißgas),

  • Antriebe zwischen Flugkörper und Rotor wie z. B. Elektromotore, Pneumatik- oder Hydrauliksysteme, drehmomenterzeugende Schubdüsen,
  • Turbinensysteme,
  • Federantriebe.
Rotary drives for the rotor come into question: entangled aerodynamic, aquadynamic or jet spoilers (hot gas),
  • Drives between missile and rotor such. B. electric motors, pneumatic or hydraulic systems, torque-generating thrusters,
  • Turbine systems,
  • Spring drives.

Für verschiedene Systeme ist die Messung der Drehstellung einzelner Teile notwendig, um die Relation zum elektrischen Kommando in dem Flugkörperteil zu bekommen. Grundsätzlich wird hier die Meßmöglichkeit (durch Potentiometer, magnetischen oder optischen Abgriff) nicht aufgeführt.The measurement of the rotational position of individual parts is necessary for various systems in order to obtain the relation to the electrical command in the missile part. Basically, the measurement option (by potentiometer, magnetic or optical tap) is not listed here.

Beschreibuna zu Figur 1 und Figur 3Description of Figure 1 and Figure 3

  • Rotor-Stellsystem: Rotor-Rudersystem I Konsole: Teil A mit hoher Trägheit um die Achse x-x. Drehantrieb des Rotors: Das verschränkte Ruderpaar, Teil B, oder ein Extra-Ruderpaar erzeugt ein Rollmoment.Rotor positioning system: rotor rudder system I console: part A with high inertia around the axis x-x. Rotary drive of the rotor: The entangled rudder pair, part B, or an extra rudder pair generates a rolling moment.
  • Stellorgane: Verschränktes Ruderpaar B, drehbar gelagert um e-e, erzeugt Querkraft bei Bremsung von Teil C.Actuators: Crossed rudder pair B, pivoted by e-e, generates lateral force when braking part C.
  • Steuerteil-Rotor: Teil C mit Hebelübertragung 8 zu Teil B.Control part rotor: part C with lever transmission 8 to part B.
  • Diese Teile bilden den Rotor.These parts form the rotor.

Steuerteil für den Flugkörper FK ist das Bremssystem E.The control part for the FK missile is the braking system E.

Kommando NULL: Bremssystem E ist nicht aktiviert: Rotor läuft kontinuierlich durch, angetrieben durch z. B. verschränktes Ruderpaar B.Command ZERO: brake system E is not activated: rotor runs continuously, driven by e.g. B. crossed oars pair B.

Kommandogabe: Bremssystem wird aktiviert: Teil C wird gegenüber Teil A abgebremst und verdreht dabei das Ruderpaar B über Stift 8, so daß eine Querkraft erzeugt wird.Command: Brake system is activated: Part C is braked compared to part A and rotates the rudder pair B via pin 8, so that a lateral force is generated.

Bemerkungen: Ein Vollkommando ist alle 360° in eine räumliche Richtung möglich. Rotor läuft kontinuierlich durch.Remarks: A full command is possible every 360 ° in one spatial direction. Rotor runs continuously.

Beschreibuno zu Figur 2Description of Figure 2

  • Rotor-Stellsystem: Rotor-Ruder-System II Konsole: Teil A mit kleiner Trägheit um Achse x-x;Rotor positioning system: rotor rudder system II console: part A with small inertia around axis x-x;
  • Drehantrieb des Rotors: verschränktes Ruderpaar B;Rotary drive of the rotor: crossed rudder pair B;
  • Stellorgane: Ruder 2 (Ruder 1 fest mit Teil A verbunden);Actuators: Rudder 2 (rudder 1 firmly connected to part A);
  • Steuerteil-Rotor: Teil CControl part rotor: part C
  • Diese Teile bilden den Rotor.These parts form the rotor.

Steuerteil-Flugkörper FK: Bremssystem EControl unit missile FK: brake system E

Kommando Null: Bremssystem ist nicht aktiviert, Rotor läuft kontinuierlich durch, angetrieben durch verschränktes Ruderpaar B.Command zero: brake system is not activated, rotor runs continuously, driven by crossed rudder pair B.

Kommandogabe: Bremssystem wird aktiviert: Teil C wird gegenüber A abgebremst und verdreht dabei Ruder 2 über Stift 8. Die Querkraft entsteht durch das im Mittel verdrehte Ruderpaar. Der Drehantrieb wird gleichzeitig durch die erhöhte Verschränkung unterstützt. Die Funktion ist ähnlich wie beim Rotor-Stellsystem gemäß Figur 1.Command: Brake system is activated: Part C is braked in relation to A and rotates rudder 2 via pin 8. The lateral force is created by the rudder pair, which is rotated on average. The rotary drive is also supported by the increased entanglement. The function is similar to that of the rotor positioning system according to FIG. 1.

Suchkoef-Svstem (Figuren 4 und 5)Suchkoef-Svstem (Figures 4 and 5)

Als Anwendung der Stellsysteme gemäß Fig. 1 bis 3 und Figur 15.As an application of the control systems according to FIGS. 1 to 3 and FIG. 15.

Aufbau: Das Suchkopf-System besteht im wesentlichen aus dem Flugkörper FK selbst und einer Dreheinheit A, bestehend aus einem aerodynamischen Drehantrieb mit zusätzlicher Querruderwirkung und dem Sensorsystem 1, 2, 3 sowie als Bindeglied zwischen Flugkörper und Dreheinheit einem Bremssystem E.Structure: The seeker head system essentially consists of the FK missile itself and a rotating unit A, consisting of an aerodynamic rotary drive with additional aileron action and the sensor system 1, 2, 3, and as a link between the missile and rotating unit, a braking system E.

Funktionsweise: Für die Funktion sind folgende Voraussetzungen von Bedeutung:

  • Die Dreheinheit dreht entgegengesetzt zur Flugkörper-Drehrichtung (um die x-Achse);
  • der Flugkörper dreht um seine x-Achse auch gegenüber der Umgebung.
How it works: The following requirements are important for the function:
  • The turntable turns in the opposite direction to the missile direction (around the x-axis);
  • the missile also rotates about its x-axis with respect to the environment.

Die Funktionsweise wird zunächst anhand einer Fallrakete, d. h. anhand eines relativ langsam fliegenden Flugkörpers erklärt (Fig. 4, 5). Das Sensor- system besteht aus einer Tülle 1 mit schlitzförmiger Öffnung 2 ("akustisches Rohr") und dem akustischen Sensor 3 selbst, die sich allesamt im Winkel a zur x-Achse drehen, verursacht durch das verschränkte Flügelpaar 4.The mode of operation is initially based on a drop rocket, i. H. based on a relatively slow flying missile (Fig. 4, 5). The sensor system consists of a grommet 1 with a slit-shaped opening 2 (“acoustic tube”) and the acoustic sensor 3 itself, all of which rotate at an angle a to the x-axis, caused by the entangled pair of wings 4.

Durch die Drehung tastet das Sensor-System den in Figur 5 fett ausgezeichneten Bodenbereich 5 mit der Breite und Länge entsprechend des Tüllenschlitzes 2 rotationssymmetrisch ab und bildet dabei den maximalen Abtastbereich AB.
Kommando Null (d. h. kein Ziel wird erfaßt):By rotation, the sensor system scans the bottom region 5, which is highlighted in bold in FIG. 5, with the width and length corresponding to the spout slot 2 and forms the maximum scanning region AB.
Command zero (ie no target is detected):

Die Dreheinheit rotiert aufgrund des verschränkten Flügelpaares 4 ungehindert vom Bremssystem frei durch; Der Abstastbereich AB verkleinert sich dabei mit abnehmender Entfernung Flugkörper-Boden.The rotating unit rotates freely due to the entangled pair of wings 4 by the braking system; The scanning area AB decreases with decreasing distance from the missile to the ground.

Im Fall nach Fig. 5 wird hier nach Drehstellung der Achse a-a eine Querkraft durch das Flügelpaar 4 erzeugt, die sich durch Rotation in ihrer Wirkung zumindest so weit aufhebt, daß der Flugkörper im Mittel die Flugrichtung beibehält.In the case of FIG. 5, after the rotational position of the axis a-a, a transverse force is generated by the pair of wings 4, the effect of which is at least canceled out by rotation to such an extent that the missile maintains the direction of flight on average.

Im Fall nach Fig. 4 befindet sich der Drehantrieb in der Achse x-x (bzw. parallel dazu), so daß keine Querkräfte auf den Flugkörper FK wirksam werden können; (Widerstandsreduzierung, Vereinfachung der Regelung, allerdings auf Kosten des erhöhten Aufwandes für die Aufbringung der Querkraft im Falle eines Kommandos; Beschreibung der Funktion später).In the case of FIG. 4, the rotary drive is in the axis x-x (or parallel to it), so that no transverse forces can act on the missile FK; (Resistance reduction, simplification of the regulation, but at the expense of the increased effort for applying the lateral force in the event of a command; description of the function later).

Funktion bei Zielerfassuna:Function for target acquisition:

Befindet sich innerhalb des Abtastbereiches AB auf der Ringbodenfläche, gebildet durch die Drehung der Dreheinheit und der Ringdicke b-c, ein Ziel, das Geräusche abgibt, nimmt der Sensor diese Geräusche auf und leitet sofort den Bremsvorgang Drehantrieb gegen Flugkörper ein.If there is a target within the scanning area AB on the ring base surface, formed by the rotation of the rotating unit and the ring thickness b-c, which emits noise, the sensor picks up this noise and immediately initiates the braking process of the rotary drive against the missile.

Nachdem der Drehantrieb gegenüber dem Flugkörper massenträgheitsarm ist, dreht die Dreheinheit bei völliger Abbremsung oder auch bereits bei reduzierter Abbremsung nun mit dem Flugkörper mit, d. h. entgegengesetzt zu ihrer ursprünglichen Drehrichtung und auch räumlich entgegengesetzt zum Ziel, da ja der Flugkörper selbst gegenüber der Umgebung dreht.After the rotary drive has low inertia relative to the missile, the rotary unit now rotates with the missile when the brakes are fully applied or even when the brakes are reduced. H. opposite to their original direction of rotation and also spatially opposite to the target, since the missile itself rotates in relation to the surroundings.

Dadurch verliert der Sensor das akustische Signal, d. h. das Ziel wieder, die Bremse wird gelöst, und der Drehantrieb dreht wieder in seine ursprüngliche Richtung, bis wiederum das akustische Signal erfaßt und die Bremse wieder eingeschaltet wird. Dieser Vorgang wiederholt sich ständig. Im Mittel befindet sich dabei die Dreheinheit raumfest mit der Achse a-a in Richtung des Zieles, d. h. das Flügelpaar 4 (Fig. 1, 4) erzeugt ständig Querkraft in dem Flugkörper in Richtung Ziel, und zwar so lange, bis sich das akustische Signal innerhalb des Kegelwinkels β befindet. Die Folge ist das Kommando Null.As a result, the sensor loses the acoustic signal, i. H. the target again, the brake is released and the rotary drive rotates again in its original direction until the acoustic signal is detected again and the brake is switched on again. This process is repeated continuously. On average, the rotating unit is spatially fixed with the axis a-a in the direction of the target, i. H. the pair of wings 4 (Fig. 1, 4) constantly generates shear force in the missile towards the target, until the acoustic signal is within the cone angle β. The result is zero command.

Durch zunehmende Verkleinerung des Abstandes Flugkörper - Ziel, taucht jedoch das Signal immer wieder im dem Bereich zwischen b und c von "innen" her (c-d) auf; eine entsprechend gerichtete Querkraft wird aufgebaut, bis letztlich der Flugkörper im Ziel landet.However, as the distance between the missile and the target increases, the signal appears again and again in the area between b and c from "inside" (c-d); a correspondingly directed transverse force is built up until the missile ends up in the target.

Die Ungenauigkeit ist dabei vom Winkel β mitbestimmt, der Winkel β dient vor allem dazu, nicht jede Flugkörper-Taumelbewegung ausregeln zu müssen. Andererseits ist zu erwarten, daß bei einem Winkel β nahezu 0 eine zusätzliche Stabilisierung des Flugkörpers zu erzielen ist, insbesondere dann, wenn die Ausregelung mit Querkräften kleiner den maximalen Querkräften erfolgt, wie dieses in der Lösung nach Fig. 2 und 3 dargestellt ist: hier erfolgt eine erzwungene Drehung des Flügelpaares 4 um die Achse e-e (entspricht wachsender Querkrafterzeugung), wenn die abgebremste Bremsscheibe 6 über Teil 7 Kraft auf den außermittig angeordneten Bolzen 8 ausübt. Die Rückstellung des Flügelpaares auf Stellung "Querkraft Null" erfolgt durch die Feder 9 oder aerodynamische Effekte an den Ftügeln. Das Sensorsignal wird über einen Schleifer 10 zu einer Signalverarbeitung mit Verstärkung 11 und weiter zur Bremsspule 12 geleitet.The inaccuracy is also determined by the angle .beta. The angle .beta. Serves primarily to avoid having to correct every missile wobble movement. On the other hand, it is to be expected that additional stabilization of the missile can be achieved at an angle β of almost 0, in particular if the adjustment is carried out with transverse forces less than the maximum transverse forces, as is shown in the solution according to FIGS. 2 and 3: here there is a forced rotation of the pair of wings 4 around the axis se ee (corresponds to increasing transverse force generation) when the braked brake disc 6 exerts force on the eccentrically arranged bolt 8 via part 7. The resetting of the pair of wings to the "transverse force zero" position is carried out by the spring 9 or aerodynamic effects on the wings. The sensor signal is routed via a grinder 10 to signal processing with amplification 11 and on to the brake coil 12.

Ausführunasformen:Execution forms:

Wie schon erwähnt, ist das hier aufgeführte, sehr einfache System für relativ langsame Ziele bevorzugt verwendbar, wie z. B. Fallrakete für Panzerabwehr- Hubschrauberabwehr Schiffsziele etc, d. h. Angriff von oben; gelenkte Gleitbombe; Auftriebsmine.As already mentioned, the very simple system listed here can preferably be used for relatively slow targets, e.g. B. anti-tank missile, helicopter defense, ship targets etc, d. H. Attack from above; steered slide bomb; Lift mine.

Für schnellere Ziele bzw. auch für schnellere Flugkörper ist eine erhöhte Reaktionsfähigkeit des Suchkopf-Steuersystems (d. h. letztlich schneller Schaltzeiten) erforderlich.Increased responsiveness of the seeker head control system (i.e. ultimately faster switching times) is required for faster targets and also for faster missiles.

Eine Verbesserung im Hinblick auf diesen Anwendungsbereich kann auf zwei Arten geschehen:

  • 1. Verwendung von trägheitsarmen Komponenten,
  • 2. mechanische Trennung des Meßsystems vom Querkrafterzeuger.
There are two ways to improve this application:
  • 1. Use of low-inertia components,
  • 2. Mechanical separation of the measuring system from the transverse force generator.

Ergänzung zum Rotor-RudersvstemSupplement to the rotor rudder system

Bei längerer Kopplung über Bremsscheibe 6 dreht das Ruderpaar um die Achse e-e bis zu einem Anschlag, der z. B. durch die fest umschlungene Feder 9 um Teil 7 realisiert werden kann. Dann wird als Folge das Ruderpaar samt Konsole in entgegengesetzter Drehrichtung um die Achse x-x drehen, wenn der Flugkörper selbst gegenüber der Umgebung entgegengesetzt dreht: Dies bedeutet die Möglichkeit zur Erzeugung eines Vollkommandos in eine definierte räumliche Richtung.With a longer coupling via brake disc 6, the rudder pair rotates about the axis e-e up to a stop which, for. B. can be realized by the tightly wrapped spring 9 to part 7. Then the rudder pair together with the console will turn in the opposite direction of rotation around the axis x-x if the missile itself turns in the opposite direction to the environment: This means the possibility of generating a full command in a defined spatial direction.

Beschreibung zu Ficur 6Description of Ficur 6 1. Verwendung trägheitsarmer Komponenten für einen Suchkopf:1. Using low-inertia components for a search head:

Die besonders trägheitsbehafteten Flächen des Querkrafterzeugers können ersetzt werden durch eine Querschubdüse entsprechend DE-A 33 17 583, die entweder durch Stauluft, bevorzugt aber durch einen Heißgasgenerator mit Gas versorgt wird. Der Flügelrad-Drehantrieb benötigt nun augrund des reduzierten Trägheitsmomentes nur geringere Ausmaße oder wird selbst durch eine Drehmomente erzeugende Düse ersetzt (Drehdüsensystem).The surfaces of the transverse force generator which are particularly inertial can be replaced by a transverse thrust nozzle according to DE-A 33 17 583, which is supplied with gas either by ram air, but preferably by a hot gas generator. Due to the reduced moment of inertia, the impeller rotary actuator now only requires smaller dimensions or is itself replaced by a torque-generating nozzle (rotating nozzle system).

Der Sensor ist in diesem Fall z. B. ein trägheitsarmer Laserempfänger.In this case the sensor is e.g. B. a low-inertia laser receiver.

Die Kommandogabe geschieht sinngemäß nach Figuren 1 bis 4: D. h. bei Kommanodgabe Null bläst die drehende Düse DD ständig in die Innenwand I z. B. der Granate FK. Bei Abbremsung einer Kulisse KL durch das Bremssystem rutscht die Dreheinheit axial, in diesem Falle derart nach hinten, daß je nach Überschneidung an der Kante K mehr oder weniger Querkraft nach außen entsprechend der Dauer der Kommandogabe erzeugt wird. (Fig. 6). Der Sensor S ist wie in Fig. 4 und 5 aufgebaut; die Meßsignale werden durch den Schleifring 10 abgenommen. Für die Drehdüse ist noch ein neutraler Auslaß 13 vorgesehen.The command is given analogously to Figures 1 to 4: That is. with zero command, the rotating nozzle DD constantly blows into the inner wall I z. B. the grenade FK. When a gate KL is braked by the braking system, the rotating unit slides axially, in this case backwards in such a way that depending on the overlap at the edge K, more or less lateral force is generated to the outside in accordance with the duration of the command. (Fig. 6). The sensor S is constructed as in FIGS. 4 and 5; the measurement signals are picked up by the slip ring 10. A neutral outlet 13 is also provided for the rotary nozzle.

2. Mechanische Trennung des Meßsystems vom Querkrafterzeuger2. Mechanical separation of the measuring system from the transverse force generator

Die mechanische Trennung ist so zu verstehen, daß das Sensorsystem unabhängig vom Querkrafterzeuger schnell drehen kann, d. h. autonom arbeitet. Dies bedeutet, daß eine genauere Kommandobildung für den Querkrafterzeuger aus den Signalen des Zieles und der Drehung des Flugkörpers gegenüber dem Sensorsystem in einem Rechner erfolgen kann.The mechanical separation is to be understood so that the sensor system can rotate quickly regardless of the transverse force generator, i. H. works autonomously. This means that a more precise command formation for the transverse force generator can take place in a computer from the signals of the target and the rotation of the missile relative to the sensor system.

Rotor-Stellsystem IV (ohne Fiaur)Rotor positioning system IV (without fiaur) als Variante zu Stellsystemen I bis lll entsprechende Fig. 1 bis 4 mit besonders trägheitsarmem Rotor:as a variant of control systems I to III corresponding FIGS. 1 to 4 with a particularly low-inertia rotor:

Dreht der Flugkörper entgegen dem Rotor und entgegen der Umgebung um seine Längsachse, so wird beim Bremsen im Extremfall ein räumlich stehendes Ruderpaar mit ständiger Querkraftentwicklung realisiert: Zunächst schlägt das Ruder (bzw. Ruderpaar) aus für die Querkraftentwicklung, dann wird durch "Überdrückung" das Ruderpaar räumlich gehalten. Gegebenenfalls wird ein zusätzlicher Antrieb des Rotors notwendig, je nach erforderlicher Stellsystemleistung.If the missile rotates against the rotor and against the environment around its longitudinal axis, then in extreme cases, a spatially standing rudder pair with constant lateral force development is realized when braking: First the rudder (or rudder pair) swings out for the lateral force development, then this is achieved by "overpressure" The oars are held spatially. An additional drive for the rotor may be necessary, depending on the required actuating system performance.

Rotor-Rudersvstem V (ohne Fiaur)Rotor-Rudersvstem V (without fiaur) Als Kombination aus den Systemen I bis lll und IV.As a combination of systems I to III and IV.

Um die Vorteile der Systeme I bis lll und IV kombinieren zu können, werden eine trägheitsbehaftete Konsole und trägheitsarme Stellorgane vorgesehen: Bei extremer Kommandogabe (z. B. hohe Bremsung) wird das Ruder(paar) verdreht, und bei maximaler Auslenkung wird die Konsole von den Stellorganen (Ruderpaar) entkoppelt: Die Konsole läuft weiter - zweckmäßigerweise durch einen gesonderten Drehantrieb unterstützt - , das Ruderpaar bleibt räumlich "stehen".In order to be able to combine the advantages of systems I to III and IV, an inertial console and low-inertia actuators are provided: With extreme commands (e.g. high braking), the rudder (pair) is rotated, and with maximum deflection, the console is turned by decoupled from the control elements (rudder pair): the console continues to run - expediently supported by a separate rotary drive -, the rudder pair "remains" spatially.

Fig. 7 bis 9: Rotor-Rudersvstem IXFi g . 7 to 9: Rotor-Rudersvstem IX

Dieses System ist in Anlehnung an das Rudersystem II zu sehen (vgl. Fig. 2). Fig. 7 bis 9 zeigen außer dem Ausfahrmechanismus F und der Bremse E eine besondere Art der Querkrafterzeugung:This system can be seen on the basis of rudder system II (cf. FIG. 2). 7 to 9 show, in addition to the extension mechanism F and the brake E, a special type of transverse force generation:

Querkraft-Nullkommando: Der Rotor bleibt durch die verschränkten Ruder (Fig. 9a) in Drehung; es tritt keine Querkraft auf, das Drehen erfordert ein Minimum an Energie.Shear force zero command: The rotor remains in rotation due to the interlocked rudders (Fig. 9a); there is no lateral force, turning requires a minimum of energy.

Bei Querkraft-Kommandogabe entsteht die Tendenz, den Rotorantrieb umso mehr zurückzunehmen, je höher die Querkraft in eine räumliche Richtung wirken soll, bis schließlich der Rotorantrieb zu Null wird, wenn beide Ruder zueinander parallel stehen (Fig. 9b).When the shear force command is given, the tendency to reduce the rotor drive increases the higher the shear force in a spatial direction until the rotor drive becomes zero when both rudders are parallel to each other (Fig. 9b).

Bei weiterer bzw. längerer Bremsung dreht das bewegliche Ruder weiter, die Querkraft wird nochmals stärker und außerdem entsteht ein rückstellendes Rollmoment (Fig. 9c), wodurch eine räumliche Fixierung eines entsprechenden Querkraftbereiches möglich wird, und zwar ohne Drehung des Flugkörpers.With further or longer braking, the movable rudder continues to turn, the lateral force becomes even stronger and, in addition, there is a resetting rolling moment (FIG. 9c), which enables a corresponding lateral force range to be fixed in space, without turning the missile.

Damit ist diese Art der Steuerung direkt für rollstabilisierte Flugkörper anwendbar.This type of control can thus be used directly for roll-stabilized missiles.

Nachdem nur geringe Trägheitsmomente für schnelle Steuerbewegungen auftreten dürften, sind andere Rotor-Rudersystemlösungen nur mit entkoppelter Trägheitsmasse denkbar (oder aber besonders langsame Steuervorgänge sind bereits für die Mission des Flugkörpers ausreichend). In den Fig. 7 bis 9 ist mit F das Ausfahrsystem für die Konsole A bezeichnet; ein von Gas G aus einem Gasgenerator beaufschlagter Gleitkolben des Ausfahrsystemes F ist mit 21 bezeichnet; das Bremssystem E ist wie in Fig. 1 aufgebaut; ein gesonderter Rollantrieb durch verschwenkte feste Flügel 22 für die Konsole ist vorgesehen, der auch für die Spreizflügellösung nach Fig. 10 verwendet werden kann; das hintere feststehende Ruder ist mit 23, das vordere Ruder mit 24 bezeichnet, das zugleich Stellorgan und Drehantrieb für den Rotor ist. Das Bremssystem nach Fig. 8 weist einen drehfesten Bremsmagnet 25 mit einer Bremsscheibe 26 auf, die auf das Steuerteil C des Rotors wirkt.Since only low moments of inertia are likely to occur for fast control movements, other rotor rudder system solutions are only conceivable with a decoupled inertia mass (or particularly slow control processes are already sufficient for the missile's mission). 7 to 9, F is the extension system for the console A; a slide piston of the extension system F acted upon by gas G from a gas generator is designated by 21; the braking system E is constructed as in FIG. 1; a separate roller drive by pivoted fixed wings 22 for the console is provided, which can also be used for the expansion wing solution according to FIG. 10; the rear fixed rudder is designated by 23, the front rudder by 24, which is also the actuator and rotary drive for the rotor. 8 has a non-rotatable brake magnet 25 with a brake disc 26 which acts on the control part C of the rotor.

Fiaur 10Fiaur 10

Eine Variante der Querkrafterzeugung ist in Fig. 10 zu sehen: Bei Nullkommando verschwinden die ausspreizbaren Flügel 33 und 34 aus der Strömung; im Falle der Bremsung entsteht eine mehr oder minder hohe Querkraft je nach Flügelspreizung über eine

  • e -förmige
Profilstange 35, die in einem Hüllrohr 36 läuft und durch ein nicht gezeigtes Magnetsystem oder dergleichen betätigt wird. Die Flügel sind zueinander verschränkt (Winkel y), so daß auch zusätzlich Rollmoment wirkt bei zunehmender Querkraftwirkung, ein Rollmoment, welches jenem aus dem Flügelpaar 33, 34 ständig entstehenden entgegenwirkt. Damit ist derselbe Effekt, nämlich Drehumkehr, wie oben beschrieben, erzielbar.A variant of the transverse force generation can be seen in FIG. 10: at zero command, the expandable wings 33 and 34 disappear from the flow; in the case of braking, there is a more or less high lateral force depending on the wing spread over a
  • e-shaped
Profile rod 35, which runs in a cladding tube 36 and is actuated by a magnet system or the like, not shown. The wings are interlaced with each other (angle y), so that rolling moment also acts with increasing shear force, a rolling moment which counteracts that which constantly arises from the pair of wings 33, 34. The same effect, namely turning reversal as described above, can thus be achieved.

Weitere Varianten sind realisierbar mit Verstärkereffekt, d. h. die Betätigung der Ruder erfolgt durch die Stauluft; der Steuermechanismus dient lediglich zur Steuerung der Stauluft, die die Ruder betätigt.Other variants can be realized with an amplifier effect, i. H. the rudders are operated by the ram air; the control mechanism only serves to control the ram air that actuates the rudders.

Beschreibung der Rotorstellsysteme gemäß den Figuren 11 bis 14Description of the rotor control systems according to FIGS. 11 to 14

In Figur 11 ist ein Teil eines Flugkörpers FK mit der angedeuteten Flugkörperlängsachse 41 gezeigt. Den vorderen Teil des Flugkörpers bildet die Flugkörperspitze mit einem Zielsuchkopf 42, dessen Einzelheiten nicht weiter dargestellt sind. Die Spitze läuft auf Kugellagern 43 um den Flugkörper. In der Flugkörperspitze mit dem Zielsuchkopf sind Ruder 44 dargestellt, deren Ruderachse RA radial verläuft. Um den Umfang des Zielsuchkopfes sind zumindest zwei gegenüberliegende Ruder dargestellt, von denen eines, hier das gezeigte verstellbar ist. Das Ruder weist im Flugkörperinneren einen von der Ruderachse wegragenden Übertragungsdorn 45 auf, der einem Übertragungsanschlag 46 einer Bremsscheibe 47 zugeordnet ist. Die Bremsscheibe bildet das Steuerteil für das Ruder und arbeitet mit einem Ringmagnet 48 auf Seiten des Flugkörpers zusammen. Die Teile 47 und 48 bilden ein Bremssystem, wie bereits oben erläutert. Aus Figur 12 ist ersichtlich, daß durch Einschalten des Ringmagneten die Bremsscheibe gegenüber der Drehung des Suchkopfes bzw. hier eines in der Mitte des Flugkörpers gelegenen drehenden Teiles A zurückbleibt, so daß das Ruder gegenüber der Flugkörper- längsachse angestellt wird. Wird die Bremsung aufgehoben, so rotiert die Bremsscheibe wieder frei mit dem Übertragungsdorn mit; das Ruder wird durch eine hier nicht gezeigte Rückholfeder in die Ausgangslage gebracht.FIG. 11 shows part of a missile FK with the missile longitudinal axis 41 indicated. The missile tip forms the front part of the missile with a target seeker 42, the details of which are not shown further. The tip runs on ball bearings 43 around the missile. In the missile tip with the target seeker rudder 44 are shown, the rudder axis RA is radial. At least two opposite rudders are shown around the circumference of the target seeker head, one of which, the one shown here, is adjustable. In the interior of the missile, the rudder has a transmission mandrel 45 projecting from the rudder axis, which is assigned to a transmission stop 46 of a brake disk 47. The brake disc forms the control part for the rudder and works together with a ring magnet 48 on the missile side. The parts 47 and 48 form a braking system, as already explained above. It can be seen from FIG. 12 that when the ring magnet is switched on, the brake disc remains behind the rotation of the seeker head or here a rotating part A located in the middle of the missile, so that the rudder is turned against the longitudinal axis of the missile. If the braking is released, the brake disc rotates freely again with the transmission mandrel; the rudder is brought into the starting position by a return spring, not shown here.

In Figur 13a ist ein ähnliches System wie in Figur 11 gezeigt. Es sind gleiche Bezugszeichen verwendet, denen ein (') hinzugefügt ist. Das Ruder 44' ist allerdings so ausgebildet, daß der Druckpunkt 51 des Ruders vor der radialen Ruderachse liegt. Auf der Vorderseite des Ruders ist ein weiterer Ubertragungsdorn 45" vorgesehen, dem eine Bremsscheibe 47" zugeordnet ist. Ein weiterer Ringmagnet 48" arbeitet mit der Bremsscheibe zusammen. Die Wirkungsweise dieser Teile 45", 46", 47", 48" ist wie diejenige der Teile 45, 46, 47, 48. Ist das Ruder entsprechend der obigen Beschreibung mit Hilfe des Ringmagneten 48', der Bremsscheibe 47' und des Übertragungsdornes 45' in die in Figur 13b angestellte Richtung geschwenkt, so verbleibt es in dieser verschränkten Stellung aufgrund der Lage des Druckpunktes. Der Ringmagnet kann daher wieder abgeschaltet werden. Soll das Ruder wieder in die Ausgangposition gebracht werden, so wird kurzfristig der Ringmagnet 48" betätigt, wodurch der Übertragungsanschlag der Ringscheibe 47" den Übertragungsdorn 45" erfaßt und das Ruder in die Ausgangslage bringt. Eine Rückholfeder ist in diesem Falle demnach nicht notwendig. Die Umschaltung des Ruders in beide Stellungen erfolgt aufgrund einer einfachen Impulssteuerung. Der Energieverbrauch ist daher sehr gering. Auch bei diesen Ausführungsformen sind zwischen dem Drehteil A bzw. dem Suchkopf und dem Flugkörper Drehgeber 49 vorgesehen, wie in Figur 13a angedeutet.A system similar to that shown in FIG. 11 is shown in FIG. 13a. The same reference numerals are used, to which a (') is added. The rudder 44 'is, however, designed such that the pressure point 51 of the rudder lies in front of the radial rudder axis. On the front of the rudder, a further transmission mandrel 45 ″ is provided, to which a brake disk 47 ″ is assigned. Another ring magnet 48 "works together with the brake disc. The operation of these parts 45", 46 ", 47", 48 "is like that of parts 45, 46, 47, 48. Is the rudder as described above with the help of the ring magnet 48 ', the brake disc 47' and the transmission mandrel 45 'pivoted in the direction shown in Figure 13b, it remains in this entangled position due to the position of the pressure point. The ring magnet can therefore be switched off again. Should the rudder be returned to the starting position are, the ring magnet 48 "is actuated briefly, whereby the transmission stop of the ring disc 47" detects the transmission mandrel 45 "and brings the rudder into the starting position. A return spring is therefore not necessary in this case. The rudder is switched to both positions based on a simple pulse control. The energy consumption is therefore very low. In these embodiments, too, rotary encoders 49 are provided between the rotating part A or the seeker head and the missile, as indicated in FIG. 13a.

Im einfachsten Falle sind vier Ruder vorgesehen, von denen drei über die trägheitsbehaftete Konsole ein Drehmoment erzeugen. Das vierte Ruder wird impulsartig gesteuert. Der Drehantrieb erfolgt durch die schraggestellen Ruder; dies kann jedoch auch durch einen Motor erfolgen.In the simplest case, four rudders are provided, three of which generate a torque via the inertial console. The fourth rudder is steered impulsively. The rotary drive takes place through the inclined rudder; however, this can also be done by a motor.

In Figur 14 ist ein Mehrfach-Ruderrotorsystem dargestellt, bei dem auf einem Drehteil A mehrere Ruder mit radialen Ruderachsen angeordnet sind. Von den Rudern ist hier nur ein einziges gezeigt, überlicherweise werden vier oder mehr Ruder verwendet. Sämtliche Ruder sind um ihre Ruderachsen verstellbar. Die Verstellung eines jeden Ruders erfolgt wie bei den Ausführungsbeispielen gemäß Figuren 11 bis 13, wobei hier das Bremssystem aus Magneten und Bremsscheiben aufgelöst ist in mehrere, in diesem Falle acht Topfmagnete M1 bis M8 und zugeordnete Kulissen K1 bis K4 mit entsprechenden Kulissenkufen. Diese Kufen und die Führungskulissen sind so gestaltet, daß das Ruder jeweils aus seiner Ruhelage in die angestellte Lage mit dem Winkel a überführt und aus dieser wieder zurückgeführt werden kann. Die einzelnen Ruder werden so angesteuert, daß sich die gewünschte Steuerkomponente in einem festen Raumsektor einstellt, d. h. es ist eine fließende Steuerung aller Ruder vorgesehen. Entsprechend erfolgt die Ansteuerung der einzelnen Topfmagnete. Mit dieser Ausführung kann ein Vollkommando nahezu während der gesamten Drehung des Flugkörpers erreicht werden.In Figure 14 is a multiple rudder rotor system shown, in which several rudders with radial rudder axes are arranged on a rotating part A. Only one of the oars is shown here, usually four or more oars are used. All rudders are adjustable around their rudder axes. Each rudder is adjusted as in the exemplary embodiments according to FIGS. 11 to 13, the braking system consisting of magnets and brake disks being broken down into a plurality of, in this case eight pot magnets M1 to M8 and associated scenes K1 to K4 with corresponding scenery skids. These runners and the guide links are designed so that the rudder can be transferred from its rest position into the employed position with the angle a and can be returned from it. The individual rudders are controlled in such a way that the desired control component is set in a fixed space sector, ie a smooth control of all rudders is provided. The individual pot magnets are controlled accordingly. With this version, full command can be achieved almost during the entire rotation of the missile.

Dieses Mehrfach-Rudersystem ist an das Rotor-Rudersystem II angelehnt. Grundsätzlich wird hier die Energie zum Auslenken der Ruder aus der Strömung entnommen. Durch nicht gezeigte angestellte Ruder dreht der Flugkörper FK (Vorderteil, Hinterteil) in der gezeigten Pfeilrichtung, die Konsole A des Stellsystems durch die vier angestellten Ruder R1 bis R4 (Anstellwinkel a, Ruderachse 61) in der entgegengesetzten Richtung. Jedes Ruder besitzt eine Kufe K1 bis K4 aus magnetischem Material, die jeweils in einer Führungskulisse 62 geführt sind. Die Kufen sind vorzugsweise so ausgebildet, daß immer zwei nebeneinander befindliche Magnete M von acht Topfmagneten M1 bis M8 die Drehbewegung des Ruders auslösen, wenn die zwei Magnete erregt werden. Die Rückführung der Ruder geschieht entweder aorodynamisch oder vorzugsweise durch eine nicht gezeigte Feder. Ebenfalls nicht gezeigt ist die Lagerung der Konsole A im Flugkörper. Je nach Trägheitsmoment des Flugkörpers um die Rollachse kann auch ein Flugkörper-Rollantrieb entfallen.This multiple rudder system is based on the rotor rudder system II. Basically, the energy for deflecting the rudders is taken from the current. With the rudder not shown, the missile FK (front part, rear part) rotates in the direction of the arrow shown, the console A of the control system through the four rudders R1 to R4 (angle of attack a, rudder axis 61) in the opposite direction. Each rudder has a runner K1 to K4 made of magnetic material, which are each guided in a guide link 62. The runners are preferably designed so that two magnets M of eight pot magnets M1 to M8 located next to one another always trigger the rotary movement of the rudder when the two magnets are excited. The rudders are returned either aorodynamically or preferably by a spring, not shown. The mounting of console A in the missile is also not shown. Depending on the moment of inertia of the missile around the roll axis, a missile roll drive can also be omitted.

Vorteile: Viermal schnellere Bereitschaft zur Erzeugung einer räumlich definierten Querkraft; wie auch bei anderen Lösungen ist durch "Schleifenlassen" der Kufen ein konstantes Querkraftkommando bzw. dessen Erzeugung möglich.Advantages: Four times faster readiness to generate a spatially defined lateral force; As with other solutions, a constant shear force command or its generation is possible by "grinding" the skids.

Beschreibung des Rotorstellsystemes gemäß Figur 15Description of the rotor control system according to FIG. 15

In einer Flugkörperspitze FK ist eine geknickte Konsole A gelagert, die in dem nach vorne ragenden gegenüber der Flugkörperlängsachse abgeknickten Teil zwei gegeneinander verschränkte Ruder R aufweist. Die Steuerteile für die geknickte Konsole und die Steuerteile auf Seiten des Flugkörpers sind nicht dargestellt. Hierbei handelt es sich um ein Bremssystem wie in Figur 1, demnach um eine mit der drehenden Konsole verbundene Bremsscheibe und einen Bremsmagneten auf Seiten des Flugkörpers. Ist das Bremssystem nicht betätigt, so rotiert die geknickte Konsole frei mit hoher Geschwindigkeit um die Flugkörperlängsachse. Wird die geknickte Konsole durch das Bremssystem angehalten, so wirkt auf den Flugkörper eine Querkraft entsprechend einem Nickmoment durch die außermittige Stellung der Ruder. Das in Figur 15 gezeigte System kann in Verbindung mit einem Suchkopfsystem entsprechend Figur 5 verwendet werden.A kinked bracket A is mounted in a missile tip FK, which has two rudders R which are interlocked in the part which projects forward and is kinked with respect to the missile longitudinal axis. The control parts for the bent console and the control parts on the missile side are not shown. This is a brake system as in FIG. 1, accordingly a brake disc connected to the rotating console and a brake magnet on the missile side. If the braking system is not activated, the bent console rotates freely around the longitudinal axis of the missile at high speed. If the bent console is stopped by the braking system, a lateral force corresponding to a pitching moment acts on the missile due to the off-center position of the rudder. The system shown in FIG. 15 can be used in conjunction with a seeker head system according to FIG. 5.

Dieses Rotor-Stellsystem (Rotor-Rudersystem VI) weist rotorseitig folgende Teile auf:

  • Konsole: geknickte trägheitsarme Welle;
  • Drehantrieb des Rotors: verschränktes Ruderpaar auf dem geknickten Teil der Konsole;
  • Stellorgane: Anstellung des Ruderpaares gegenüber dem Flugkörper-Längsachsenteil (ständig vorhanden);
  • Steuerteil-Rotor: entspricht Konsole plus Bremsmagnetscheibe.
This rotor positioning system (rotor rudder system VI) has the following parts on the rotor side:
  • Console: kinked low inertia shaft;
  • Rotary drive of the rotor: entangled oars on the bent part of the console;
  • Actuators: position of the rudder pair in relation to the missile longitudinal axis part (always available);
  • Control unit rotor: corresponds to console plus brake magnet disc.

Auf Seiten des Flugkörpers ist der Steuerteil der Bremsmagnet.The control part on the missile side is the brake magnet.

Kommando Null: konstante hohe Drehung des Rotor (Summe aller Querkräfte = 0): Bremse gelöst oder Bremse ständig eingeschaltet (kontinuierlich oder Pulsbreitenmodulation).Command zero: constant high rotation of the rotor (sum of all lateral forces = 0): brake released or brake switched on continuously (continuously or pulse width modulation).

Kommandogabe: reduzierte Drehung bei Durchlaufen der gewünschten Querkraftrichtung durch Bremsaktivierung oder erhöhte Drehung in allen nicht gewünschten Querkraftrichtungen, z. B. auch durch andere Steuermittel.Command: reduced rotation when running through the desired direction of transverse force by activating the brake or increased rotation in all undesirable directions of transverse force, e.g. B. also by other control means.

Bemerkungen: bremst den Flugkörper.Remarks: brakes the missile.

Beschreibung des Rotorstellsystemes gemäß Figur 16Description of the rotor control system according to FIG. 16

In der Flugkörperspitze FK ist eine schlanke Konsole A gelagert, deren Drehachse gegenüber der Flugkörperlängsachse geneigt ist. Die Konsole trägt an ihrem vorderen Ende, das etwa in der Flugkörperlängsachse liegt, ein verschränktes Flügelpaar 71, so daß die Konsole beim Flug des Flugkörpers in schnelle Rotation versetzt wird. Durch die beschriebene Anordnung werden hierbei Störkräfte auf den Flugkörper praktisch vermieden. Soll in einer bestimmten Richtung auf den Flugkörper eine Querkraft ausgeübt werden, dann wird die Konsole mit einem Bremssystem E gestoppt, das aus einem Magneten und einer gezahnten Bremsscheibe besteht, die mit einem Zahnrad am flugkörperseitigen Ende der Konsole kämmt. Das jetzt festgehaltene Flügelpaar übt entsprechend Figur 16b eine Querkraft auf den Flugkörper aus, wobei die Raumrichtung dieser Querkraft entsprechend der gehaltenen Stellung der Konsole bestimmt werden kann. Mit diesem System ist ein Vollkommando jeweils nur einmal während einer Rotation des Flugkörpers möglich, sofern dieser rotiert.A slim console A is mounted in the missile tip FK, the axis of rotation of which is inclined relative to the longitudinal axis of the missile. At its front end, which lies approximately in the longitudinal axis of the missile, the console carries a crossed pair of wings 71, so that the console is set into rapid rotation when the missile is flying. The described arrangement practically avoids interference forces on the missile. If a transverse force is to be exerted on the missile in a certain direction, the console is stopped with a brake system E, which consists of a magnet and a toothed brake disc which meshes with a gear wheel on the missile end of the console. According to FIG. 16b, the pair of wings now held exerts a transverse force on the missile, the spatial direction of this transverse force being able to be determined in accordance with the held position of the console. With this system, a full command is only possible once during a rotation of the missile, provided that it rotates.

Dieses Rotor-Stellsystem (Rotor-Rudersystem VII) weist rotorseitig auf:

  • Eine Konsole: schräg zur Flugkörper-Längsachse drehbar angeordnete Welle, trägheitsarm;
  • Drehantrieb des Rotors: verschränktes Ruderpaar auf Welle;
  • Stellorgane: verschränktes Ruderpaar; Steuerteil-Rotor: Bremsscheibe an Welle.
This rotor positioning system (rotor rudder system VII) has on the rotor side:
  • One console: shaft rotatable at an angle to the longitudinal axis of the missile, low inertia;
  • Rotary drive of the rotor: entangled rudder pair on shaft;
  • Actuators: crossed oars; Control unit rotor: brake disc on shaft.

Flugkörperseitig ist als Steuerteil ein Bremsmagnet vorgesehen.A brake magnet is provided as a control part on the missile side.

Kommando Null: Flächenebene des Ruderpaares zielt durch die Flugkörper-Längsachse (Bremswirkung auf den Flugkörper gering).Command zero: plane surface of the rudder pair aims through the missile's longitudinal axis (braking effect on the missile is low).

Kommandogabe: Flächenebene des Ruderpaares bildet einen Winkel mit der Flugkörperlängsachse. Beim Beispiel liegt das Kommando Null auf 90 Grad. Die Lösung ist einfach.Command: The plane of the rudder pair forms an angle with the longitudinal axis of the missile. In the example, the command zero is 90 degrees. The solution is simple.

Beschreibung des Rotorstellsystemes gemäß Figur 17 (Rotor-Ruderssystem VII)Description of the rotor control system according to FIG. 17 (rotor rudder system VII)

Das eigentliche Stellsystem ähnelt mit der Konsole, dem verschränkten Flügelpaar und dem Magnetsystem dem in Figur 16 gezeigten System, so daß sich eine Beschreibung erübrigt. Dieses Stellsystem ist seinerseits in einem Drehteil 81 aufgenommen, das einen Teil der Flugkörperspitze bildet. Dieses Drehteil ist gegenüber dem Flugkörpergehäuse FK abgestützt. Im Flugkörpergehäuse ist ein Ringmagnet 82 vorgesehen, dem auf Seiten des Drehteiles eine Bremsscheibe 83 zugeordnet ist. Ringmagnet und Bremsscheibe bilden ein weiteres Bremssystem. Das Drehteil selbst ist durch verschränkte Ruder R ständig in Drehung zu halten. Diese Ruder dienen demnach nur für den Rotorantrieb. Mit diesem Rotorsystem kann ständig eine raumfeste Querkraft auf den Flugkörper ausgeübt werden, auch wenn der Flugkörper rotiert.The actual positioning system with the console, the entangled pair of wings and the magnet system is similar to the system shown in FIG. 16, so that a description is unnecessary. This control system is in turn received in a rotating part 81, which forms part of the missile tip. This rotating part is supported against the missile housing FK. A ring magnet 82 is provided in the missile housing and is associated with a brake disk 83 on the side of the rotating part. Ring magnet and brake disc form another brake system. The turned part itself must be kept in constant rotation by means of interlocked rudder R. These rudders are therefore only used for the rotor drive. With this rotor system, a fixed lateral force can be constantly exerted on the missile, even when the missile is rotating.

Um in einer räumlichen Richtung ständig Querkraft erzeugen zu können, wird die gesamte Spitze (Rotor) mit einer zusätzlichen Steuerung gegenüber dem Flugkörper gekoppelt (Bremsmagnet oder auch Elektromotorantrieb). Ansonsten ist dieses System ähnlich dem in Figur 16. Bei einem Elektromotorantrieb ist eine Schwenkbewegung möglich.In order to be able to continuously generate lateral force in a spatial direction, the entire tip (rotor) is coupled to an additional control unit opposite the missile (brake magnet or electric motor drive). Otherwise, this system is similar to that in Figure 16. A pivoting movement is possible with an electric motor drive.

Grundsätzlich verringert sich allgemein die notwendige Ruderfläche mit zunehmendem Abstand vom Flugkörperschwerpunkt; dadurch verringert sich das Ruder-Trägheitsmoment und der Umschaltvorgang Kommando - Nullkommando Kommando geht schneller vonstatten; die sonst von Schubdüsen gelieferte Querkraft kann auch geringer werden, d. h. für viele Anwendungsfälle wird ein Heißgasgenerator erst gar nicht nötig. Wird die Haltestange, d. h. die Konsole A nach Verlassen z. B. des Kanonenrohres herausgeschoben, z. B. durch die Verzögerung der Granate, so hindert der verlängerte Hebelarm die Manipulation des Flugkörpers nicht. Es sei erwähnt, daß auch die Haltestange selbst auftriebserzeugend ist, was zusätzlich die Ruderfläche verkleinert.Basically, the necessary rudder area generally decreases with increasing distance from the center of gravity of the missile; this reduces the rudder moment of inertia and the switching process command - zero command command is faster; the lateral force otherwise provided by thrusters can also be reduced, d. H. a hot gas generator is not necessary for many applications. If the handrail, i.e. H. the console A after leaving z. B. the gun barrel pushed out, for. B. by delaying the grenade, the extended lever arm does not prevent the manipulation of the missile. It should be mentioned that the handrail itself generates lift, which additionally reduces the rudder surface.

Beschreibung des Rotorspoilersystems gemäß Figur 18Description of the rotor spoiler system according to FIG. 18

In einer Flugköϕerspitze FK ist parallel zur Flugkörperlängsachse eine Konsole A gelagert, die durch ein verschränktes Spoilerpaar 91 an der Spitze in Rotation versetzt wird. Am anderen Ende der Konsole ist ein Zahnrad 92 vorgesehen, das mit einer gezahnten Bremsscheibe 93 kämmt. Diese Bremsscheibe bildet mit einem Magneten 94 ein Bremssystem E, wie zu Fig. 16 und 17 beschrieben.In a missile tip FK, a bracket A is mounted parallel to the missile longitudinal axis, which is set in rotation by an entangled spoiler pair 91 at the tip. At the other end of the console, a gear 92 is provided which meshes with a toothed brake disk 93. This brake disc forms a brake system E with a magnet 94, as described for FIGS. 16 and 17.

Bei einem Kommando von 100 % wird das verschränkte Spoilerpaar 91 entsprechend den Figuren 18a und 18b in einer Ebene parallel zur Flugkörper-Querebene festgehalten; bei einem Kommando Null wird der Spoiler in der Vertikalebene des Flugkörpers gehalten (Fig. 18 c und d)With a command of 100%, the entangled spoiler pair 91 is held in a plane parallel to the transverse plane of the missile in accordance with FIGS. 18a and 18b; with a zero command, the spoiler is held in the vertical plane of the missile (Fig. 18 c and d)

Beschreibung des Rotorspoilersystems nach Figur 19Description of the rotor spoiler system according to FIG. 19

In den Figuren 19a und 19b ist eine Aufsicht auf eine Flugkörperspitze FK dargestellt, wobei wegen der Übersichtlichkeit Teile weggebrochen sind. Ein als gedrehtes Blechband ausgebildeter Spoiler 101 ist auf einem Spoilerträger 102 montiert und in der in Figur 19a gezeigten Stellung am Außenumfang des Flugkörpers gelegen. Der Spoiler bewirkt durch seine Form den Drehantrieb des gesamten Konsolensystems A. Mit dem Spoilerträger ist ein als Anker ausgebildetes Zahnrad 103 verbunden, das gemeinsam um die Drehachse D rotiert. Der Anker kämmt in einem Zahnrad 104, das mit einem Bremsmagneten flugkörper fest verbunden ist. Die Bremsmagnetpole 105 sind ebenfalls angedeutet. Durch entsprechende Verdrehung des Spoilerträgers und Ablaufen der einzelnen Zahnräder aufeinander kann der Spoiler auf einer gewünschten Raumkurve von der Stellung gemäß Figur 19a in die flugkörpermittige Stellung gemäß Figur 19b überführt werden. Diese Stellung entspricht dem Nullkommando, die Stellung gemäß Fig.19a einem Vollkommando.A top view of a missile tip FK is shown in FIGS. 19a and 19b, parts being broken away for reasons of clarity. A spoiler 101 designed as a turned sheet metal strip is mounted on a spoiler carrier 102 and, in the position shown in FIG. 19a, is located on the outer circumference of the missile. The shape of the spoiler effects the rotary drive of the entire console system A. A sprocket 103, which is designed as an armature and which rotates together about the axis of rotation D, is connected to the spoiler carrier. The armature meshes in a gear 104, which is firmly connected to a missile brake magnet. The brake magnetic poles 105 are also indicated. The spoiler can be transferred from the position shown in FIG. 19a to the missile-centered position shown in FIG. This position corresponds to the zero command, the position according to Fig. 19a a full command.

Claims (24)

1. Controllable missile (FK) including control elements (4, 23, 33, 34, 44, 44', R1, 71, 91, 101) to influence the flight path of the missile, with a rotor which rotates relative to the remaining missile body, and a console (A) on which are arranged the control elements which are adjustable so as to influence the flight path of the missile with the aid of a control member (C, 45, 46, K, 92, 104), characterised in that the rotor has its propelling rotary drive (4, 22, 23, 44, R1, 71, 01, 101), that a further control member (E) to influence the rotatation of the rotor is provided between the rotor and the remaining missile body, and that said further control member (E) includes means which actuate the control member (C, 45, 46, K, 92, 104) for the control elements on the console.
2. Missile according to claim 1, characterised in that the further control member between the rotor and the missile body is a braking system (E).
3. Missile according to claim 2, characterised in that the braking system (E) has on the missile side a magnet (12, 25, 28, M, 82), preferably an electromagnet, and on the rotor side a brake disc (6, 26, 47, K, 93, 103) serving as anchorage for the magnet.
4. Missile according to claim 1, characterised in that the console (A) is a driven rotary member with a rotary axis coaxial with the longitudinal axis of the missile, in which the control member (C, 47, K1 to K4) for the control elements (4, 24, 44, R) is also mounted to be coaxially rotatable, that the control member has stops (with 8, 46, in K1 to K4) and the adjustable control elements have corresponding cams (8, 45) so that the control member is pulled along by the rotation of the rotary member, and that the further control member (E, 48, M1 to M8) on the side of the missile (FK) is a braking system acting on the control member for the control elements so that by braking the control member for the control elements these are adjusted by way of the stops and the cams to influence the flight path of the missile.
5. Missile according to claim 4, characterised in that the console (A) is a hollow rotary member protruding from the tip of the missile towards the front and there carrying the control elements (4) including their respective cams (8), that inside the console (A) is accommodated a shaft as part of the control member (C) for the control elements, which shaft has at its end facing the control elements the stops associated with the cams and at its side facing toward the missile is coupled with a brake disc (6), operable by the braking system (E), as a further part of the control member (C).
6. Missile according to claim 4, characterised in that the console (A) is a rotary member with the periphery of the missile (FK), that the adjustable control elements (44, R) are arranged at the periphery of said rotary member and co-act by means of their cams (45) with the stops (46) of a control ring (47) which constitutes the control member for the control elements and which is arranged as a brake disc for the braking system (E).
7. Missile according to claim 6, characterised in that the control ring consists, around its periphery, of several links (K1 to K4), that the braking system at the side of the missile (FK) is divided into several subsystems (M1 to M8) so that the links can be operated independent of each other.
8. Missile according to one of the claims 5 to 7, characterised in that each control element (44') has two cams (45', 45") which co-act with associated stops (46' 46") of two brake discs (47', 47") which are operable by two independently working braking systems (E', E", 48', 48") so that the control elements are transferable by the one braking system into a position influencing the flight path of the missile, and again transferable back by the other braking system into an inoperative state not influencing the flight path of the missile.
9. Missile according to one of the claims 4 to 8, characterised in that the braking system (E) on the side of the missile has a magnet (12, 48), preferably an electromagnet, and that the brake disc (6, 47) of the control member (C) for the control element (4, 44, R) is a stator for the magnet.
10. Missile according to one of the above claims, characterised in that the control elements are adjustable rudders (4, 44, R).
11. Missile according to one of the above claims, characterised in that between the control member (C) for the control elements (4) and the console (A) is provided a return device to return the control elements after actuation into an inoperative position not influencing the flight path of the missile (FK).
12. Missile according to claim 11, characterised in that the return device is a spring (9), preferably a coiled spring, tensionable during operation of the control elements (4) by the rotation of the console (A).
13. Missile according to claim 8, characterised in that with the use of rudders (44) as control elements these include a radial rudder axis (R, A') and are arranged such that their pressure-point (51) lies in front of the rudder axis with respect to the flight direction of the missile (FK).
14. Missile according to one of the claims 1 to 3, characterised in that at the tip of the missile is provided a forward extending rotary unit as console which includes two slipped rudders (33, 34) as control elements which can be pivoted out of, and back into the rotary unit by way of a rod (35) which is displaceable in the longitudinal direction of the rotary unit and forms part of the control member for the rudder.
15. Missile according to claim 1, characterised in that a toothed wheel (92, 104) is non-rotatably connected to the driven rotating console (A), which protrudes forward from the missile tip (FK) and has control elements (71, 91, 101) non-rotatably mounted thereon, that this toothed wheel is part of a toothed-wheel gear (92, 93, 103, 104), and that a gear wheel (93, 103) is a brake disc for a braking system (E, 105) which constitutes a further control member on the missile side.
16. Missile according to claim 15, characterised in that the console (A) protrudes forward from the missile tip (FK) in a direction which forms an angle with respect to the missile axis.
17. Missile according to claim 15, characterised in that the rotational axis of the console (A) does not lie in the missile's longitudinal axis but parallel thereto, and that the console (A) has a slipped pair of spoilers (91) at the tip.
18. Missile according to claim 15, characterised in that the toothed-wheel gear (103, 104) includes a toothed wheel (103) which is coupled with a support (102) for a spoiler (101) as control element, that said toothed wheel (103) moves around a toothed wheel (104), which is non-rotatingly connected with the braking system (105), and that the toothed wheel (103), which is connected with the support, is constructed as a brake disc for the braking system (105).
19. Missile according to one of claims 15 to 18, characterised in that the braking system (E) has on the missile side a magnet, preferably an electromagnet (94,105), and that the toothed wheel (93,103) coacting with the brake system is constructed as anchorage for the magnet.
20. Missile according to one of the above claims, characterised in that the rotary drive for the rotor is effected by way of the control elements (4, 23, 24, 44, R, 71, 91,101).
21. Missile according to one of the claims 1 to 19, characterised in that the rotary drive of the rotor is effected by slipped fluid-dynamic rudders or stream spoilers (4, 22, to 24, 71, 91, 101).
22. Missile according to one of the claims 1 to 19, characterised in that the rotary drive of the rotor is effected by a drive disposed between the missile body and the rotor, for example an electro-motor, a pneumatic or hydraulic system or a spring drive or by torque-creating thrust jets or turbine systems.
23. Missile according to one of the above claims, characterised in that a torque-angle transmitter (10) is provided between the rotor and the missile body.
24. Missile according to one of the above claims, characterised in that the rotor including the console (A) carrying the control elements (71) is positioned in a further rotor (81) the rotational speed of which with respect to that of the missile body (FK) can be influenced, preferably with the aid of a further braking system (82, 83).
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