EP0814315B1 - Rakete - Google Patents

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EP0814315B1
EP0814315B1 EP97109628A EP97109628A EP0814315B1 EP 0814315 B1 EP0814315 B1 EP 0814315B1 EP 97109628 A EP97109628 A EP 97109628A EP 97109628 A EP97109628 A EP 97109628A EP 0814315 B1 EP0814315 B1 EP 0814315B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rudder
rocket
actuator
elbow lever
connecting rod
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP97109628A
Other languages
English (en)
French (fr)
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EP0814315A1 (de
Inventor
Thomas Dipl.-Ing. Leidenberger (Fh)
Martin Dipl.-Ing. Staudenmeir (Fh)
Werner Dipl.-Ing. Schröppel (FH)
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.)
Diehl Stiftung and Co KG
Original Assignee
Diehl Stiftung and Co KG
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Filing date
Publication date
Application filed by Diehl Stiftung and Co KG filed Critical Diehl Stiftung and Co KG
Publication of EP0814315A1 publication Critical patent/EP0814315A1/de
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Publication of EP0814315B1 publication Critical patent/EP0814315B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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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 missile according to the preamble of claim 1, in particular an air-to-air missile medium range with external attachments (such as air intakes), the so-called fairings.
  • DE 41 35 557 A1 is a rudder control device for a missile with an actuator drivable spindle known, one against twisting secured and moving between two end stops Carrier mother runs, by means of which one Lever a rudder shaft swiveling about an adjustment axis is.
  • this known rudder control device the servomotor and the spindle about a to the longitudinal axis of the spindle vertical Swivel axle pivoted.
  • the one with the rudder shaft connected lever is on a driving axis Driving mother articulated.
  • the pendulum axis, the Driving axis and the actuating axis lie to each other parallel.
  • this rudder control device is the Actuator in the vicinity of the associated rudder arranged.
  • DE 34 41 533 A1 describes a coupling device between a linear actuator and a swivel element, esp. for a fluid dynamic rudder one steerable projectile, the pivoting element with a radially protruding swivel arm from its axis of rotation is equipped, which is transverse to the sliding axis of the Actuator, which in turn is oriented transversely to the axis of rotation is engaged with the actuator.
  • the actuator for the actuator is preferably in the neighborhood of the associated rudder.
  • a rocket with an engine for launching into one ballistic trajectory over a given target area, above which the payload is to be released is known from EP 0 636 852 A1 known.
  • This well-known missile comes with a Flight controller for controlling a rudder control system equipped with a navigation receiver current location coordinates can be updated.
  • the flight controller including rudder setting system, the navigation receiver, a roll position sensor and the energy supply in the shell of the missile ogive placed in front of the warhead.
  • this rocket is expediently a canard oar.
  • the invention has for its object to a rocket create, in which a corresponding rudder from one remote actuator can be operated as required, i.e. is adjustable, the corresponding Coupling device between the said rudder and the associated actuator and the storage of the corresponding Ruders are designed to save space.
  • the rocket according to the invention has the advantages that the first and the second actuator in the Extension of the corresponding fairing, i.e. can be easily assigned to the corresponding fairing can, and that it with the respective second actuator the associated second, from said the second actuator removed the rudder as desired adjust, the structurally simple Coupling device between the respective second Actuator and the associated second rudder in the in Circumferential direction of the missile structure extending channel space can be accommodated to save space.
  • Fig. 1 shows a rocket in a schematic representation 10 partially cut away in a front view.
  • the Missile 10 has fairings 12 assigned to fairings 12 first rudder 14 and the fairings 12 and the first rudders 14 diametrically opposite second rudder 16.
  • the Rudder 14 and 16 each have a bearing member 18, with which the corresponding rudder 14, 16 in the missile 10 around the associated, radially oriented rudder axis 20 is adjustable.
  • are among the first oars 14 assigned first actuators 22 and to the second Rowing 16 associated second actuators 24 are provided are schematically indicated as blocks.
  • the first and second actuators 22 and 24 are the fairings 12 assigned, i.e. in the fairings 12 or after the fairings 12 arranged.
  • Each respective second actuator 24 is with the bearing member 18 of the respectively associated second rudder 16 by means of a Coupling device 26 operatively connected, which is in The circumferential direction of the missile 10 extends.
  • the Coupling devices 26 are shown schematically in FIG curved arrows indicated, they are each in one channel space 28 extending in the circumferential direction of the missile 10 arranged movably.
  • the respective channel space 28 extends So from the corresponding fairing 12 to the corresponding one second rudder 16.
  • the bearing members 18 of the first rudder 14 are assigned to the fairings 12 outside the missile 10, provided so that they are not so space-saving need, as the bearing members 18 of the second rudder 16th
  • FIG. 2 schematically illustrates a first embodiment the coupling device 26 between a second rudder 16 and the associated second actuator 24, which as curved rack element 30 is formed. That in Channel space 28 movable in its longitudinal direction Rack element 30 has at least on its two distal end portions 32 and 34, respectively a set of teeth 36. The teeth 36 can of course also over the entire length of the Rack element 30 extend. The adjustability of the Rack element 30 in its longitudinal direction is through the arc-shaped arrow 38 indicated.
  • the actuator 24 has an actuator gear 40 connected, which is indicated by the arrow 42.
  • the Actuator gear 40 meshes with the teeth 36 on the End portion 34 of the rack element 30. Will that Actuator gear 40 in one direction or the other rotated, the rack element moves 30 in the direction of the double arrow 38 of the rack element 30 provided teeth 36 combs with one with the bearing member 18 of the associated second Rudder 16 connected rudder gear 44.
  • the movement of the Rack element 30 corresponding to the arcuate Double arrow 38 consequently results in a pivoting of the associated second rudder 16 about its rudder axis 20.
  • One of the respective second actuators 24 stands in Rocket longitudinal direction oriented push rod 50 away.
  • the push rod 50 are two spaced apart Toggle lever elements 52 articulated.
  • the two Toggle lever elements 52 are in the corresponding channel space 28 Bearing axes 54 pivotally mounted.
  • the two As can be seen in FIG. 4, toggle lever elements 52 are in relation to one another oriented in the opposite direction to the bearing axes 54 pivoted.
  • the Push rod 50 In the area between the two connecting axes 62, by means of which the toggle lever elements 52 with the Push rod 50 are pivotally connected, is the Push rod 50 with a distance adjusting device 64 provided, with the help of a fine adjustment between the Push rod 50 and the bearing member 18 of the corresponding second rudder 16 via the two toggle elements 52 and the rod elements 48 is possible.
  • a drive of the push rod 50 in the direction of arrow 66 is a movement of the rod elements 48th implemented in the direction of arrows 68, which in turn into a Rotation of the corresponding second rudder 16 around its Rudder axis 20 in the direction of the curved arrow 69 is implemented. Movement of the push rod 50 in Arrow 66 in the opposite direction consequently leads to one Swiveling the second rudder 16 about its rudder axis 20 in the opposite direction.
  • FIG. 5 and 6 illustrate a preferred one Formation of the sections indicated schematically Rocket 10, in which the coupling device 26 between second actuator 24 and associated second rudder 16 flexible, non-stretchable connecting element 70 has, which is formed by two cable sections 72.
  • Each of the two cable sections 72 is with its one End with a toggle element 52 and with its second End connected to a tensioning device 74 (see FIG. 6), the bearing member 18 of said second rudder 16 assigned.
  • the two cable sections span 72 rollers 76, which are mounted on a frame 78.
  • the frame 78 with the rollers 76 and with those abutting the rollers 76 Cable section 72 is in a channel space 28 of the rocket 10 accommodated to save space.
  • Fig. 7 shows sections in a sectional view Missile structure 80 in the area of a second rudder 16, the missile structure 80 and the second rudder 16 only are drawn in sections.
  • a flat disc 84 At foot 82 of the second Rudder 16 is attached to a flat disc 84, which for the second rudder 16 forms the bearing member 18.
  • the A hat-like profile bearing organ disc 84 is between the missile structure 80 and a bearing cover 86 rotatably mounted. This storage takes place, for example by means of balls 88 which are in circular grooves 90, 92 and 94 are formed.
  • the groove 90 is on here a flat platform 96 of the rocket structure 80.
  • the two grooves 92 are in an outer edge region 98 Bearing organ disc 84 formed and the circumferential groove 94 is formed on the inside of the bearing cover 86.
  • the bearing member disk 84 is also by means of a Bearing device 100 on the missile structure 80 around its Rudder axis 20 rotatably mounted.
  • the Sealing member 102 protects the space between the missile structure 80 and the bearing cover 86 against external influences.
  • Fig. 7 Designated clamping device with which the two Cable sections 72 of the flexible connecting element 70 can be tensioned as desired.
  • Fig. 7 only one of the two cable sections 72 of the flexible Connecting element 70 visible.
  • Fig. 7 illustrates furthermore the frame 78 with rollers 76, on which the flexible connecting element 70 abuts with low friction or is led.

Landscapes

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Description

Die Erfindung betrifft eine Rakete gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1, insbesondere eine Luft-Luft-Rakete mittlerer Reichweite mit außenliegenden Anbauten (wie z.B. Lufteinlässen), den hier sogenannten Fairings.
Aus der DE 41 35 557 A1 ist eine Ruderstelleinrichtung für einen Flugkörper mit einer durch einen Stellmotor antreibbaren Spindel bekannt, auf der eine gegen Verdrehen gesicherte und zwischen zwei Endanschlägen wandernde Mitnahmemutter läuft, mittels welcher über einen Hebel eine Ruderwelle um eine Stellachse schwenkbar ist. Bei dieser bekannten Ruderstelleinrichtung sind der Stellmotor und die Spindel um eine zur Spindel-Längsachse senkrechte Pendelachse schwenkbar gelagert. Der mit der Ruderwelle verbundene Hebel ist an einer Mitnahmeachse der Mitnahmemutter angelenkt. Die Pendelachse, die Mitnahmeachse und die Stellachse liegen zueinander parallel. Bei dieser Ruderstelleinrichtung ist der Stellmotor in der Nachbarschaft des zugehörigen Ruders angeordnet.
Die DE 34 41 533 A1 beschreibt eine Kopplungseinrichtung zwischen einem Linear-Stellglied und einem Schwenkelement, insbes. für ein strömungsdynamisches Steuerruder eines lenkbaren Geschosses, wobei das Schwenkelement mit einem von seiner Drehachse radial vorstehenden Schwenkarm ausgestattet ist, der quer zur Schiebeachse des Stellgliedes, die ihrerseits quer zur Drehachse orientiert ist, mit dem Stellglied in Eingriff steht. Auch hier befindet sich der Antrieb für das Stellglied vorzugsweise in der Nachbarschaft des zugehörigen Steuerruders.
Eine Rakete mit einem Motor für ihren Start in eine ballistische Flugbahn über ein vorgegebenes Zielgebiet, über dem die Nutzlast freizugeben ist, ist aus der EP 0 636 852 A1 bekannt. Diese bekannte Rakete ist mit einem Flugregler für die Steuerung eines Ruder-Stellsystems ausgestattet, der aus einem Navigations-Empfänger mit aktuellen Ortskoordinaten aktualisierbar ist. Bei dieser bekannten Rakete sind der Flugregler samt Ruder-Stellsystem, der Navigations-Empfänger, ein Roll-Lagesensor und die Energieversorgung in der Hülle der Raketen-Ogive vor dem Gefechtskopf angeordnet. Bei den Steuerrudern dieser Rakete handelt es sich zweckmässigerweise um Canard-Ruder.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Rakete zu schaffen, bei welcher ein entsprechendes Ruder von einem entfernt liegenden Aktuator wunschgemäss betätigbar, d.h. verstellbar, ist, wobei die entsprechende Kopplungseinrichtung zwischen dem besagten Ruder und dem zugehörigen Aktuator sowie die Lagerung des entsprechenden Ruders platzsparend ausgebildet sind.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Bevorzugte Aus- bzw. Weiterbildungen der erfindungsgemässen Rakete sind durch die Ansprüche 2 bis 5 und insbes. durch die Ansprüche 6 bis 10 gekennzeichnet.
Zu dieser Lösung der vorliegenden Aufgabenstellung trägt es ersichtlich nicht bei, daß es aus der GB-A-807 183 für eine nicht steuerbare Rakete vorbekannt ist, die aerodynarnische Beanspruchung ihrer (nicht als Ruder verschwenkbaren) Stabilisierungsflossen während des Startvorganges über ein mechanisches oder pneumatisches Hebelsystem im Raketenrumpf auf Blechlaschen an der Austrittsöffnung des Raketenmotors einwirken zu lassen, die dadurch mehr oder weniger weit radial in den Abgasstrahl hineingeschoben werden, um diesen aus der koachsialen Richtung abzulenken und dadurch räumlichen Instabilitäten im Zuge des Abhebens der Rakete entgegenzuwirken. Mit Ende der Startbeschleunigung wird dieses Abgas-Ablenksystem in neutraler Stellung blockiert, so daß es schon deshalb längs der Raketenbahn keinen Einfluß auf die Kinematik der Rakete mehr hat. Wie man dagegen eine Bahnbeeinflussung mit einstellbaren Steuerungsrudern realisieren könnte, für deren Stellantriebe in der Raketenhülle aber gar kein Einbauraum verfügbar ist, dazu ist nichts herleitbar aus jener Stabilisierungseinrichtung mittels Abgasumlenkung.
Die erfindungsgemässe Rakete weist die Vorteile auf, dass der erste und der zweite Aktuator problemlos in der Verlängerung des entsprechenden Fairing untergebracht, d.h. dem entsprechenden Fairing problemlos zugeordnet werden können, und dass es mit dem jeweiligen zweiten Aktuator präzise möglich ist, das zugehörige zweite, vom besagten zweiten Aktuator entfernte Ruder wunschgemäss zu verstellen, wobei die konstruktiv einfach gestaltete Kopplungseinrichtung zwischen dem jeweiligen zweiten Aktuator und dem zugehörigen zweiten Ruder in dem in Umfangsrichtung der Raketen-Struktur verlaufenden Kanalraum platzsparend unterbringbar ist.
Insbesondere die Ausbildung der erfindungsgemässen Rakete mit den Merkmalen der Ansprüche 6 bis 13 weist unter anderem die nachfolgend aufgeführten Vorteile auf -:
  • Der jeweilige zweite Aktuator konvertiert vorzugsweise mittels eines Kugelgewindetriebes das Drehmoment des zugehörigen Antriebsmotors, bei dem es sich vorzugsweise um einen DC-Motor handelt, in eine Druck-oder Zugkraft;
  • die Kniehebel-Elemente, die mit der Schubstange verbunden sind, lenken diese Druck- bzw. Zugkraft rechtwinkelig um;
  • das flexible Verbindungselement, bei dem es sich um einen Seil- oder Kabelzug handelt, überträgt die Zugkraft des entsprechenden Kniehebel-Elementes zum Lagerorgan, wobei das zweite Kniehebel-Element einen Bewegungs- und Kraftausgleich ergibt, so dass der entsprechende Abschnitt des Seil- bzw. Kabelzuges entlastet wird;
  • durch die Lagerung des Seil- oder Kabelzuges an Gleitrollen ergibt sich eine vergleichsweise kleine Reibung;
  • der Seil- oder Kabelzug weist eine formschlüssige Befestigung zum Lagerorgan des entsprechenden zweiten Ruders auf und ist mit Hilfe einer geeigneten Spanneinrichtung vorgespannt, so dass Schlupffreiheit gegeben ist;
  • jede Betätigung der Schubstange ergibt eine gewünschte präzise Verstellung des am entsprechenden Lagerorgan angebrachten Ruders; und
  • um einen unproblematischen Einbau zu gewährleisten, weist die Schubstange eine Abstands-Einstellvorrichtung auf, mit welcher mögliche Fehlstellungen zwischen den beiden Kniehebel-Elementen problemlos ausgleichbar sind.
Die oben genannte bevorzugte Ausbildung weist desweiteren die folgenden Vorteile auf -:
  • Eine kleine Baugrösse, die genau dem vorgegebenen Einbauraum entspricht;
  • Spielfreiheit zwischen Antrieb und zugehörigem zweiten Ruder;
  • hohe Steifigkeit aufgrund des vorgespannten Kugelgewindetriebes und des vorgespannten Seil- bzw. Kabelzuges;
  • symmetrische Anordnung durch jeweils zwei Seil- bzw. Kabelzüge, so dass ein Verkanten zuverlässig vermieden wird;
  • entspannte Einbautoleranzen aufgrund der Einstellbarkeit mit Hilfe der Abstands-Einstelleinrichtung;
  • grosse Freiheit im Design für eine mögliche Neuanordnung der Raketen-Komponenten;
  • Verwendbarkeit vorhandener ausgereifter Aktuatoren;
  • hochbelastbare Ruderlagerung; und
  • unempfindliches Design, um den Umweltanforderungen zu entsprechen.
Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausbildungen der erfindungsgemässen Rakete.
Es zeigen:
Fig. 1
schematisch in einer Vorderansicht eine Rakete mit zwei Fairings und dementsprechend vier Rudern mit zugehörigen in einer Blockdarstellung gezeichneten Aktuatoren,
Fig. 2
schematisch eine Teilansicht der Rakete gemäss Fig. 1 mit einer ersten Ausbildung der Kopplungseinrichtung zwischen zweitem Aktuator und zugehörigem zweiten Ruder,
Fig. 3
eine der Fig. 2 ähnliche schematische Darstellung zur Verdeutlichung einer zweiten Ausführungsform der Kopplungseinrichtung zwischen zweitem Aktuator und zugehörigem zweiten Ruder,
Fig. 4
eine Prinzip-Ansicht in Blickrichtung des Pfeiles IV in Fig. 3, aus welcher ersichtlich ist, dass die Kopplungseinrichtung zwei zueinander parallel orientierte Stangenelemente aufweist,
Fig. 5
eine der Fig. 4 ähnliche Darstellung zur schematischen Verdeutlichung einer bevorzugten Ausbildung der Kopplungseinrichtung zwischen einem zweiten Aktuator und zugehörigem zweiten Ruder,
Fig. 6
eine Teilansicht in Blickrichtung der Pfeile VI-VI in Fig. 5 zur Verdeutlichung der mit den beiden biegeflexiblen, nicht dehnbaren Verbindungselementen der Kopplungseinrichtung zwischen zweitem Aktuator und zugehörigem zweiten Ruder zusammenwirkenden Spanneinrichtung, und
Fig. 7
in einer Schnittdarstellung eine Ausbildung der Lagerung eines zweiten Ruders mittels des zugehörigen Lagerorgans.
Fig. 1 zeigt in einer schematischen Darstellung eine Rakete 10 in einer Frontansicht teilweise aufgeschnitten. Die Rakete 10 weist Fairings 12, den Fairings 12 zugeordnete erste Ruder 14 sowie den Fairings 12 bzw. den ersten Rudern 14 diametral gegenüberliegende zweite Ruder 16 auf. Die Ruder 14 und 16 weisen jeweils ein Lagerorgan 18 auf, mit welchem das entsprechende Ruder 14, 16 in der Rakete 10 um die zugehörige, radial orientierte Ruderachse 20 verstellbar ist. Zu diesem Zwecke sind zu den ersten Rudern 14 zugeordnete erste Aktuatoren 22 und zu den zweiten Rudern 16 zugehörige zweite Aktuatoren 24 vorgesehen, die schematisch als Blöcke angedeutet sind. Die ersten und zweiten Aktuatoren 22 und 24 sind den Fairings 12 zugeordnet, d.h. in den Fairings 12 oder im Anschluss an die Fairings 12 angeordnet.
Jeder jeweilige zweite Aktuator 24 ist mit dem Lagerorgan 18 des jeweils zugehörigen zweiten Ruders 16 mittels einer Kopplungseinrichtung 26 wirkverbunden, die sich in Umfangsrichtung der Rakete 10 erstreckt. Die Kopplungseinrichtungen 26 sind in Fig. 1 schematisch durch bogenförmige Pfeile angedeutet, sie sind jeweils in einem in Umfangsrichtung der Rakete 10 verlaufenden Kanalraum 28 beweglich angeordnet. Der jeweilige Kanalraum 28 erstreckt sich also vom entsprechenden Fairing 12 zum zugehörigen zweiten Ruder 16. Die Lagerorgane 18 der ersten Ruder 14 sind ausserhalb der Rakete 10, den Fairings 12 zugeordnet, vorgesehen, so dass sie nicht so platzsparend zu sein brauchen, wie die Lagerorgane 18 der zweiten Ruder 16.
Fig. 2 verdeutlicht schematisch eine erste Ausführungsform der Kopplungseinrichtung 26 zwischen einem zweiten Ruder 16 und dem zugehörigen zweiten Aktuator 24, welche als gebogenes Zahnstangenelement 30 ausgebildet ist. Das im Kanalraum 28 in seiner Längsrichtung bewegliche Zahnstangenelement 30 weist zumindest an seinen beiden voneinander entfernten Endabschnitten 32 und 34 jeweils eine Zahnung 36 auf. Die Zahnung 36 kann sich selbstverständlich auch über die gesamte Länge des Zahnstangenelementes 30 erstrecken. Die Verstellbarkeit des Zahnstangenelementes 30 in seiner Längsrichtung ist durch den bogenförmigen Pfeil 38 angedeutet.
Der Aktuator 24 ist mit einem Aktuator-Zahnrad 40 verbunden, was durch den Pfeil 42 angedeutet ist. Das Aktuator-Zahnrad 40 kämmt mit der Zahnung 36 an dem Endabschnitt 34 des Zahnstangenelementes 30. Wird das Aktuator-Zahnrad 40 in die eine oder andere Richtung gedreht, so erfolgt eine Bewegung des Zahnstangenelementes 30 in Richtung des Doppelpfeiles 38. Die am Endabschnitt 32 des Zahnstangenelementes 30 vorgesehene Zahnung 36 kämmt mit einem mit dem Lagerorgan 18 des zugehörigen zweiten Ruders 16 verbundenen Ruder-Zahnrad 44. Die Bewegung des Zahnstangenelementes 30 entsprechend dem bogenförmigen Doppelpfeil 38 ergibt folglich eine Verschwenkung des zugehörigen zweiten Ruders 16 um seine Ruderachse 20.
Um das oftmals nicht zuverlässig auszuschliessende Spiel zwischen dem Aktuator-Zahnrad 40 und der zugehörigen Zahnung 36 am Endabschnitt 34 des Zahnstangenelementes 30 bzw. das Spiel zwischen der Zahnung 36 am Endabschnitt 32 des Zahnstangenelementes 30 und dem Ruderzahnrad 44 zu vermeiden, kann die Kopplungseinrichtung 26 zwischen dem jeweiligen zweiten Aktuator 24 und dem zugehörigen zweiten Ruder 16 mindestens ein gekrümmtes Verbindungselement 46, vorzugsweise zwei voneinander beabstandete und zueinander parallel orientierte gekrümmte Verbindungselemente 46 aufweisen, wie aus den Figuren 3 und 4 ersichtlich ist. Die von längenunveränderlichen Stangenelementen 48 gebildeten Verbindungselemente 46 sind auch bei dieser Ausbildung der Rakete 10 in zugehörigen Kanalräumen 28 in Umfangsrichtung der Rakete 10 beweglich angeordnet, wobei die Figuren 3 und 4 jeweils nur einen dieser Kanalräume 28 zeigen.
Von dem jeweiligen zweiten Aktuator 24 steht eine in Raketenlängsrichtung orientierte Schubstange 50 weg. Mit der Schubstange 50 sind zwei voneinander beabstandete Kniehebelelemente 52 gelenkig verbunden. Die beiden Kniehebelelemente 52 sind im entsprechenden Kanalraum 28 um Lagerachsen 54 verschwenkbar gelagert. Die beiden Kniehebelelemente 52 sind -wie aus Fig. 4 ersichtlich ist-zueinander entgegengesetzt orientiert an den Lagerachsen 54 schwenkbar gelagert.
Vom Lagerorgan 18 des entsprechenden zweiten Ruders 16 stehen radial Ansätze 56 weg, die mit den gekrümmten Stangenelementen 48 mittels Kugelgelenken 58 verbunden sind. Mit den beiden Kniehebelelementen 52 sind die Stangenelemente 48 mittels Kugelgelenken 60 verbunden. Die Kugelgelenke 58 und 60 sind in Fig. 4 durch Blöcke schematisch angedeutet.
Im Bereich zwischen den beiden Verbindungsachsen 62, mittels welchen die Kniehebelelemente 52 mit der Schubstange 50 schwenkbeweglich verbunden sind, ist die Schubstange 50 mit einer Abstands-Einstelleinrichtung 64 versehen, mit deren Hilfe eine Feinjustierung zwischen der Schubstange 50 und dem Lagerorgan 18 des entsprechenden zweiten Ruders 16 über die beiden Kniehebelelemente 52 und die Stangenelemente 48 möglich ist.
Ein Antrieb der Schubstange 50 in Richtung des Pfeiles 66 (sh. Fig. 4) wird in eine Bewegung der Stangenelemente 48 in Richtung der Pfeile 68 umgesetzt, die wiederum in eine Drehung des entsprechenden zweiten Ruders 16 um seine Ruderachse 20 in Richtung des bogenförmigen Pfeiles 69 umgesetzt wird. Eine Bewegung der Schubstange 50 in zum Pfeil 66 entgegengesetzter Richtung führt folglich zu einer Verschwenkung des zweiten Ruders 16 um seine Ruderachse 20 im entgegengesetzten Drehsinn.
Gleiche Einzelheiten sind in den Figuren 3 und 4 mit denselben Bezugsziffern bezeichnet wie in den Figuren 1 und 2, so dass es sich erübrigt, in Verbindung mit den Figuren 3 und 4 alle diese Einzelheiten noch einmal detailliert zu beschreiben.
Die Figuren 5 und 6 verdeutlichen eine bevorzugte Ausbildung der abschnittweise schematisch angedeuteten Rakete 10, bei welcher die Kopplungseinrichtung 26 zwischen zweitem Aktuator 24 und zugehörigem zweiten Ruder 16 ein biegeflexibles nicht dehnbares Verbindungselement 70 aufweist, das von zwei Seilzugabschnitten 72 gebildet ist. Jeder der beiden Seilzugabschnitte 72 ist mit seinem einen Ende mit einem Kniehebelelement 52 und mit seinem zweiten Ende mit einer Spanneinrichtung 74 verbunden (sh. Fig. 6), die dem Lagerorgan 18 des besagten zweiten Ruders 16 zugeordnet ist. Um die Reibungsverluste möglichst klein zu halten, überspannen die beiden Seilzugabschnitte 72 Rollen 76, die an einem Rahmen 78 gelagert sind. Der Rahmen 78 mit den Rollen 76 und mit den an den Rollen 76 anliegenden Seilzugabschnitten 72 ist in einem Kanalraum 28 der Rakete 10 platzsparend untergebracht.
Gleiche Einzelheiten sind in den Figuren 5 und 6 mit denselben Bezugsziffern wie in den Figuren 1 bis 4 bezeichnet, so dass es sich erübrigt, in Verbindung mit den Figuren 5 und 6 alle diese Einzelheiten noch einmal detailliert zu beschreiben.
Fig. 7 zeigt abschnittweise in einer Schnittdarstellung die Raketen-Struktur 80 im Bereich eines zweiten Ruders 16, wobei die Raketen-Struktur 80 und das zweite Ruder 16 nur abschnittweise gezeichnet sind. Am Fuss 82 des zweiten Ruders 16 ist eine flache Scheibe 84 befestigt, welche für das zweite Ruder 16 das Lagerorgan 18 bildet. Die ein hutartiges Profil aufweisende Lagerorgan-Scheibe 84 ist zwischen der Raketen-Struktur 80 und einem Lagerdeckel 86 drehbar gelagert. Diese Lagerung erfolgt beispielsweise mittels Kugeln 88, die in kreisförmig umlaufenden Rillen 90, 92 und 94 ausgebildet sind. Die Rille 90 ist hierbei an einem ebenen Podest 96 der Raketen-Struktur 80 ausgebildet. Die beiden Rillen 92 sind in einem Aussenrandbereich 98 der Lagerorgan-Scheibe 84 ausgebildet und die umlaufende Rille 94 ist an der Innenseite des Lagerdeckels 86 ausgebildet. Die Lagerorgan-Scheibe 84 ist ausserdem mittels einer Lagereinrichtung 100 an der Raketen-Struktur 80 um ihre Ruderachse 20 drehbar gelagert.
Zwischen der Lagerorgan-Scheibe 84 und dem Lagerdeckel 86 ist ein Dichtungselement 102 vorgesehen. Das Dichtungselement 102 schützt den Raum zwischen der Raketen-Struktur 80 und dem Lagerdeckel 86 gegen äussere Einflüsse.
Mit der Bezugsziffer 74 ist auch in Fig. 7 die Spanneinrichtung bezeichnet, mit welcher die beiden Seilzug-Abschnitte 72 des flexiblen Verbindungselementes 70 wunschgemäss spannbar sind. In Fig. 7 ist nur einer der beiden Seilzug-Abschnitte 72 des flexiblen Verbindungselementes 70 sichtbar. Die Fig. 7 verdeutlicht desweiteren den Rahmen 78 mit Rollen 76, an welchen das flexible Verbindungselement 70 reibungsarm anliegt bzw. geführt ist.

Claims (10)

  1. Rakete (10) mit wenigstens einem an ihrem Außenumfang gelegenen Anbau (12),
    dadurch gekennzeichnet,
    daß dem Anbau ein erstes Ruder (14) und in Umfangsrichtung dagegen versetzt ein zweites Ruder (16) zugeordnet sind, die für Verstellbewegungen um ihre Ruderachsen (20) mit Lagerorganen (18) versehen und mit Aktuatoren (22, 24) ausgestattet sind, welch letztere in oder an dem Anbau untergebracht sind,
    und daß eine Kopplungseinrichtung (26) vorgesehen ist, die vom Aktuator (24) des zweiten Ruders (16) durch einen in Umfangsrichtung der Raketen-Struktur verlaufenden Kanalraum (28) auf das zweite Ruder (16) einwirkt.
  2. Rakete nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass die jeweilige Kopplungseinrichtung (26) von einem gebogenen Zahnstangenelement (30) gebildet ist, das zumindest an seinen beiden Endabschnitten (32, 34) jeweils eine Zahnung (36) aufweist, wobei in die eine Zahnung (36) ein mit dem zugehörigen zweiten Aktuator (24) verbundenes Aktuator-Zahnrad (40) und in die andere Zahnung (36) ein mit dem Lagerorgan (18) des zugehörigen zweiten Ruders (16) verbundenes Ruderzahnrad (44) kämmend eingreift.
  3. Rakete nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass der jeweilige zweite Aktuator (24) eine in Raketenlängsrichtung orientierte Schubstange (50) und dass die zugehörige Kopplungseinrichtung (26) mindestens ein gekrümmtes Verbindungselement (46) aufweist, das mit der Schubstange (50) mittels eines ortsfest gelagerten Kniehebelelementes (52) und das mit dem Lagerorgan (18) des zugehörigen zweiten Ruders (16) drehmomentübertragend verbunden ist.
  4. Rakete nach Anspruch 3,
    dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine Verbindungselement (46) von einem starren Stangenelement (48) gebildet ist, das mit dem zugehörigen Kniehebelelement (52) mittels eines ersten Kugelgelenkes (60) und das mit dem Lagerorgan (18) des zugehörigen zweiten Ruders (16) mittels eines zweiten Kugelgelenkes (58) verbunden ist.
  5. Rakete nach Anspruch 3 oder 4,
    dadurch gekennzeichnet, dass mit der Schubstange (50) zwei axial voneinander beabstandete Kniehebelelemente (52) verbunden sind, die in bezug auf ihre ortsfeste Lagerung entgegengesetzt orientiert sind, und dass zwei voneinander axial beabstandete gekrümmte Stangenelemente (48) vorgesehen sind, die mit den Kniehebelelementen (52) und mit dem Lagerorgan (18) des zugehörigen zweiten Ruders (16) gelenkig verbunden sind.
  6. Rakete nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass der jeweilige zweite Aktuator (24) eine in Raketenlängsrichtung orientierte Schubstange (50) und dass die zugehörige Kopplungseinrichtung (26) ein biegeflexibles, nicht dehnbares Verbindungselement (70) aufweist, das mit der Schubstange (50) mittels zweier voneinander axial beabstandeter und in bezug auf ihre ortsfeste Lagerung entgegengesetzt orientierter Kniehebelelemente (52) und das mit dem Lagerorgan (18) des zugehörigen zweiten Ruders (16) verbunden ist.
  7. Rakete nach Anspruch 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass das Lagerorgan (18) des jeweiligen zweiten Ruders (16) mit einer Spanneinrichtung (74) versehen ist.
  8. Rakete nach Anspruch 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass das biegeflexible, nicht dehnbare Verbindungselement (70) an Rollen (76) anliegt.
  9. Rakete nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet , dass die Rollen (76) an einem im Kanalraum (28) der Rakete (10) angeordneten Rahmen (78) oder unmittelbar im Kanalraum (28) der Rakete (10) gelagert sind.
  10. Rakete nach Anspruch 5 oder 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass die Schubstange (50) zwischen den beiden Kniehebelelementen (52) eine Abstands-Einstelleinrichtung (64) aufweist.
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