EP0834717B1

EP0834717B1 - Device for changing the position of the steering fins of a guided missile

Info

Publication number: EP0834717B1
Application number: EP97116925A
Authority: EP
Inventors: Hans-Günter Ing. Ullrich
Original assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 1996-10-01
Filing date: 1997-09-30
Publication date: 2000-12-13
Anticipated expiration: 2017-09-30
Also published as: EP0834717A3; US5975461A; DE59702755D1; DE19640540C1; EP0834717A2

Description

Die Erfindung betrifft ein Ruderstellsystem für einen Lenkflugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.The invention relates to a rudder control system for a guided missile the preamble of claim 1.

Ein solches Ruderstellsystem ist durch die DE 38 27 590 C2 bekannt. Dort sind die Zahnkränze in einem Rotorring gelagert, der relativ zum Flugkörper ständig eine Drehbewegung um die Längsachse des Flugkörpers ausführt. Der verdrehbare Rotorring liegt dabei im vorderen Teil des Flugkörpers zwischen der Flugkörperspitze und dem Triebwerksteil. Bei dieser Anordnung bestehen Schwierigkeiten für die Lagerung des drehbaren Rotorringes und für die statische Festigkeit des Flugkörpers. Auch ist für die Flugstabilität die Anordnung der Ruder im vorderen Bereich des Flugkörpers unzweckmäßig.Such a rudder control system is known from DE 38 27 590 C2. There the sprockets are mounted in a rotor ring that is relative to the missile is constantly rotating around the longitudinal axis of the missile. The rotatable rotor ring lies between in the front part of the missile the missile tip and the engine part. In this arrangement exist Difficulties for the storage of the rotatable rotor ring and for the static Missile strength. The arrangement is also for flight stability the rudder in the front area of the missile is inappropriate.

Für Flugkörper mit luftatmendem Feststofftriebwerk und zwei Lufteinlaufkanälen auf der Unterseite ist die Unterbringung der Ruderstellsysteme im Heckteil schwierig, weil durch seine Bauform bedingt am Heckteil die Einschnürung am Triebwerk nur ein geringes Maß beträgt. Es entfällt der somit üblich vorhandene Raum zwischen Marsch- und Starttriebwerk, der für die Ruderstellsysteme ausgenutzt werden könnte. Außerdem ist das Platzangebot an der vorgesehenen Rumpfstation des Trägerflugzeuges für ein Ruder sehr begrenzt, so daß an dieser Stelle ein konventionelles Ruderstellsystem nicht in Betracht kommt.For missiles with air-breathing solid engine and two air inlet channels on the bottom is the rudder positioning system in the stern difficult, because of its design, the constriction on the rear section Engine is only a small dimension. There is no longer the usual one Space between the marching and start engines, which is used for the rudder control systems could be exploited. In addition, the space is provided on the Fuselage station of the carrier aircraft for a rudder very limited, so that a conventional rudder setting system is out of the question here.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Ruderstellsystem der eingangs genannten Art so zu gestalten, daß es in das zur Verfügung stehende Platzangebot am Heck des Flugkörpers integriert werden kann.The invention has for its object a rudder control system of the beginning mentioned type so that it fits into the available space can be integrated at the rear of the missile.

Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 gekennzeichenten Merkmale gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet. This object is characterized by the features in claim 1 solved. Advantageous embodiments of the invention are in the subclaims featured.

Mit der Erfindung ist es möglich, das Ruderstellsystem am hinteren Ende des Flugkörpers anzuordnen, wo durch die Düsenverengung des Triebwerkes ausreichend Material vorhanden ist. Die beiden Zahnkränze mit den mit ihnen im Eingriff stehenden Antriebsrädern rotieren ständig, ohne daß der Flugkörper selbst oder ein Teil desselben rotieren muß. Mit Hilfe der zwischen den beiden in entgegengesetzter Umlaufrichtung rotierenden Antriebsrädern befindlichen Kupplung ist es möglich, jede erforderliche Ruderstellung schnell und genau einzustellen.With the invention it is possible to the rudder control system at the rear end of the Arrange missile where sufficient through the jet constriction of the engine Material is present. The two sprockets with the one in them Engaging drive wheels rotate continuously without the missile itself or part of it must rotate. With the help of between the two drive wheels rotating in the opposite direction of rotation Coupling makes it possible to quickly and accurately perform any required rudder position adjust.

Weitere Vorteile ergeben sich anhand eines nachstehend in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispieles für die Erfindung. Es zeigen:

Fig. 1: einen Flugkörper mit einem luftatmenden Triebwerk und vier Rudern in perspektivischer Ansicht;
Fig. 2: den hinteren Teil des Flugkörpers nach Fig. 1, wobei für ein Ruder das Ruderstellsystem in Explosionsdarstellung gezeigt ist und
Fig. 3: einen Längsschnitt durch den Flugkörperteil nach Fig. 2, aus dem die Teile des Ruderstellsystems für zwei gegenüberliegende Ruder ersichtlich sind.

Further advantages result from an exemplary embodiment of the invention shown in the drawing below. Show it:

Fig. 1: a missile with an air breathing engine and four oars in a perspective view;
Fig. 2: the rear part of the missile according to Fig. 1, wherein the rudder control system is shown in an exploded view for a rudder and
Fig. 3: a longitudinal section through the missile part of FIG. 2, from which the parts of the rudder control system for two opposite rudders can be seen.

Fig. 1 zeigt einen Lenkflugkörper 1, der in seiner Heckstruktur anstelle einer Rumpfeinschnürung ein Ruderstellsystem 2 aufweist. Es besteht im wesentlichen aus vier um 90° versetzten Ruderblättern 3, die über Elektromotoren 4 und 5, Zahnkränze 7 und 8 sowie vier Antriebsräder 11 betätigt werden können. Weiterhin sind noch zwei Lufteinläufe 12 sowie Strömungsklappen 13 ersichtlich.Fig. 1 shows a guided missile 1, which in its tail structure instead of one Fuselage constriction has a rudder control system 2. It essentially exists of four rudder blades 3 offset by 90 °, which are driven by electric motors 4 and 5, sprockets 7 and 8 and four drive wheels 11 can be operated. There are also two air inlets 12 and flow flaps 13 evident.

Fig. 2 zeigt schematisch in Explosionsdarstellung das Ruderstellsystem 2 für ein Ruder 3. Die auf Nadellagern laufenden Zahnkränze 7 und 8 werden durch Ritzel 15 und 16 in gleicher Drehrichtung angetrieben. Jedem Zahnkranz 7 und 8 ist ein Antriebsrad 17 und 11 zugeordnet, so daß also der Zahnkranz 7 mit dem Antriebsrad 17 und der Zahnkranz 8 mit dem Antriebsrad 11 zusammenwirken. Dadurch laufen die Antriebsräder 17 und 11 in entgegengesetzten Umlaufrichtungen auf einer Ruderachse 18 frei beweglich. Zwischen den Antriebsrädem 11 und 17 befindet sich eine mit nicht dargestellter Ansteuerung versehene Kupplungscheibe 19, die mit der Ruderachse 18 mit Nut und Feder 21 verbunden ist und wahlweise mit den Antriebsrädern 11 und 17 kraftschlüssig verbunden werden kann, wodurch das Ruder 3 in gewünschter Richtung ausschlägt. Wird über einen berechenbaren Zeitraum keine Ruderverstellung verlangt bzw. bei hohen Geschwindigkeiten nur eine Feinlenkung benötigt, können die Antriebsräder 11 und 17 abgekuppelt, und die Ruderachse 18 kann in der bestehenden Stellung durch eine Bremse 22 gehalten werden. In diesem Fall kann eine Feinsteuerung in bekannter Weise z.B. durch eine Veränderung der Außengeometrie der Ruder 3 erfolgen. Ein auf der Ruderachse 18 angebrachter Inkrementgeber 23 zeigt die jeweilige Stellung des Ruders 3 in bezug auf seine beim Abgang des Flugkörpers 1 definierte Nullage an und dient zugleich als Signalgeber für einen Lenkregelkreis. Die Nullage des Ruders 3 wird durch einen Bolzen 24 realisiert, der beim Start des Flugkörpers 1 z.B. durch Schmelzdraht durchgetrennt wird. Durchmesser- und Formänderungen des Triebwerkrohres durch thermische Einflüsse werden durch Ringe 25 aufgenommen, die zwischen dem Flugkörperrohr und den Nadellagern der Zahnkränze 7 und 8 angeordnet sind. Das Ruderstellsystem 2 ist insgesamt mit einer aerodynamisch günstigen Verkleidung 26 geschützt.Fig. 2 shows schematically in an exploded view the rudder control system 2 for a rudder 3. The sprockets 7 and 8 running on needle bearings are through Pinion 15 and 16 driven in the same direction of rotation. Each ring gear 7 and 8 is assigned a drive wheel 17 and 11, so that the ring gear 7 with the drive wheel 17 and the ring gear 8 cooperate with the drive wheel 11. As a result, the drive wheels 17 and 11 run in opposite directions Circulation directions on a rudder axis 18 freely movable. Between the drive wheels 11 and 17 is a with control, not shown provided clutch disc 19, the rudder axis 18 with tongue and groove 21 is connected and optionally with the drive wheels 11 and 17 non-positively can be connected, whereby the rudder 3 in the desired direction deflects. Will not adjust the rudder for a predictable period requires or only requires fine steering at high speeds, the drive wheels 11 and 17 can be uncoupled and the rudder axis 18 can be held in the existing position by a brake 22. In in this case fine control can be carried out in a known manner e.g. through a change the outer geometry of the rudder 3. One on the rudder axis 18 attached increment encoder 23 shows the respective position of the rudder 3 with respect to its zero position defined when the missile 1 departed also serves as a signal generator for a steering control loop. The zero position of the rudder 3 is realized by a bolt 24, which at the launch of the missile 1 e.g. is cut by fuse wire. Changes in diameter and shape the engine tube due to thermal influences are by rings 25 added between the missile tube and the needle bearings of the Sprockets 7 and 8 are arranged. The rudder control system 2 is with an aerodynamically favorable fairing 26 protected.

In dem Längsschnitt der Fig. 3 sind zwei der vier Ruderstellsysteme 2 dargestellt. Aus dieser Figur, die fast alle bereits anhand der Fig. 2 beschriebenen Einzelteile zeigt, ist die Wirkungsweise der Ruderstellsysteme 2 besonders gut zu verstehen. Es ist klar ersichtlich, daß die Antriebsräder 11 und 17 bei gleichlaufenden Zahnkränzen 7 und 8 gegenläufige Umlaufrichtungen aufweisen, wodurch sie beim Einkoppeln mit den Kupplungsscheiben 19 die Ruder 3 in entgegengesetzte Richtung verstellen.In the longitudinal section of FIG. 3, two of the four rudder control systems 2 are shown. From this figure, almost all of which have already been described with reference to FIG. 2 Individual parts shows, the operation of the rudder control systems 2 is particularly good to understand. It can be clearly seen that the drive wheels 11 and 17 at parallel sprockets 7 and 8 have opposite directions of rotation, whereby the rudder 3 when coupled with the clutch disks 19 adjust in the opposite direction.

Claims

A rudder adjustment system for a guided missile with at least two rudders and with two gear rings arranged parallel to one another around the missile fuselage on both sides of the rudder axes, the said gear rings being driven by pinions driven by means of electric motors and rotating constantly, characterised in that two drive gears (11, 17) are positioned on to each rudder axis (18) so as to freewheel, the said drive gears each engaging with one of the gear rings (7, 8) and rotating with these so that they exhibit opposing directions of rotation, and in that a clutch disc (19) is arranged between the drive gears (7, 8) which is connectable in each case to one of the drive gears (11, 17), by which means the rudders (3) are rotatable in any desired direction.
A rudder adjustment system according to Claim 1, characterised in that a brake (22) is arranged on each rudder axis (18), the said brake arresting the rudder axis (18) in any position of the rudders (3) when the clutch disc (19) is disengaged.
A rudder adjustment system according to Claim 1 or 2, characterised in that an increment indicator (23) is arranged on each rudder axis (18), the said increment indicator indicating the position of each of the rudders (3) and serving as a signal transmitter for a guiding control loop.
A rudder adjustment system according to Claim 1 to 3, characterised in that, before the missile (1) is fired, the rudders (3) are fixed in their zero position by bolts (24) which are severed at the time of the launch.
A rudder adjustment system according to Claim 1 to 4, characterised in that the gear rings (7, 8) run on needle bearings.
A rudder adjustment system according to Claim 5, characterised in that, between the missile tube (1) and the needle bearings of the gear rings (7, 8), rings (25) are arranged, the material of which is able to compensate for temperature-dependent changes in the shape of the drive tube.