EP1108972A2 - Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper - Google Patents

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EP1108972A2 EP00126530A EP00126530A EP1108972A2 EP 1108972 A2 EP1108972 A2 EP 1108972A2 EP 00126530 A EP00126530 A EP 00126530A EP 00126530 A EP00126530 A EP 00126530A EP 1108972 A2 EP1108972 A2 EP 1108972A2
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bearing
recess
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Walter Hetzer
Ernst Lenz
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    • 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 device for rudder connection for Guided missile, with the rudder blade in one on the missile cell attached interface fitting mounted on a rudder shaft and by means of a Rudder drive lever is pivotable.
  • the guided missiles are for medium Range mainly carried on the fuselage in a partially submerged arrangement, to reduce the air resistance and the radar signature cheaply influence.
  • the shape of the aircraft interface is due to the currently introduced air-to-air guided missile of the type AMRAAM and was also specified for example with the prototypes of the Eurofighter EF 2000 in this form realized.
  • For the rudders and wings of the AMRAAM are in the Airplane fuselage slot-shaped recesses with a width of 41 mm specified
  • Fig. 1 shows the environment for the subject of the invention.
  • the fuselage or the wings of the aircraft - is a recess with a fixed predetermined width of 41 mm available, which is for the inclusion of the Airplane-facing rudder blade R of a ready-to-use missile FK (AMRAAM) serves. With this space must be a compatible missile get along.
  • AMRAAM Airplane-facing rudder blade R of a ready-to-use missile FK
  • Fig. 2 shows the construction principle of the AMRAAM-compatible Rudder support for a ramjet-powered missile after Invention.
  • 2a shows the proposed solution with a view to the Rudder axis W in the direction of the missile FK.
  • 2b shows a section through the arrangement and the bending load curve BL through the Main elements interface fitting B and rudder shaft W.
  • the interface fitting B for fastening to the thin-walled Dust separation chamber of the FK missile cell has an outer diameter B2 which on the one hand ensures compatibility and freedom of movement and on the other hand through the conical recess B3 in the cross-sectional profile to the bending stress that occurs due to the one acting on the rudder Air force Fq is caused is adjusted.
  • the Rudder shaft W in ceramic needle bearings L.
  • the cross-sectional profile of the rudder shaft W is due to the choice of the bearing diameter d1 (22 mm) and d2 (12 mm) also the load curve on the Rudder shaft W adapted.
  • the rudder shaft W takes a slot-like shape Recess W4 the rudder R, which is the cylindrical part of the Interface fitting B2 encloses to the root as shown in Fig. 2c.
  • the rudder drive lever H is form-fitting on the inside of the fitting the rudder shaft W connected.
  • the rudder drive lever H is, as in the initially mentioned document explained by an electromechanical Actuating system actuated.
  • the formation of the rudder interface W4 i.e. the connection between the rudder R and rudder shaft W, enables easy manufacture and quick
  • the rudder blade can be fitted using standard tools Battle conditions.
  • the rudder interface is also close to the pressure point of the rudder blade, therefore there are small root bending moments at the clamping point Furthermore, the sealing of the missile to the outside in the area of Missile interface fitting B and the rudder drive lever H simple and done perfectly, since the position of the relative movement at the outer end of the Interface fitting is.

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Abstract

Bei einer Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper, wobei das Ruderblatt in einem an der Flugkörperzelle befestigten Beschlag auf einer Ruderwelle gelagert und mittels eines Ruderantriebshebels schwenkbar ist, wird vorgeschlagen, daß der Beschlag (B) ein Lager (B1) mit wenigstens teilweise zylindrischer Außenkontur (B2) und einer Ausnehmung (B3) zur formschlüssigen Aufnahme des entsprechend ausgebildeten flugkörperseitigen Endes (W1) der Ruderwelle (W) aufweist, wobei der Durchmesser (d1; d2) von Ausnehmung (B3) und Ruderwelle (W1) sich in Richtung Flugkörper verjüngt. Dadurch wird eine günstige Geometrie erreicht, die den Einsatz von staustrahlbetriebenen Flugkörpern an Trägern mit herkömmlichen Ausnehmungen von 41 mm Breite für die Flugkörper-Ruderblätter ermöglicht. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper, wobei das Ruderblatt in einem an der Flugkörperzelle befestigten Interface-Beschlag auf einer Ruderwelle gelagert und mittels eines Ruderantriebshebels schwenkbar ist.
Eine derartige Vorrichtung ist aus der DE 196 35 847 C2 bekannt.
Bei modernen Kampfflugzeugen werden die Lenkflugkörper für mittlere Reichweite überwiegend am Rumpf in teilversenkter Anordnung mitgeführt, um den Luftwiderstand zu reduzieren und die Radarsignatur günstig zu beeinflussen.
Die Form des Flugzeuginterfaces ist durch den derzeit eingeführten Luft-Luft-Lenkflugkörper vom Typ AMRAAM vorgegeben und wurde auch beispielsweise bei den Prototypen des Eurofighter EF 2000 in dieser Form realisiert. Für die Ruder und Flügel der AMRAAM sind dabei im Flugzeugrumpf schlitzförmige Ausnehmungen mit 41 mm Breite vorgegeben
Bei staustrahlgetriebenen AMRAAM Nachfolgeflugkörpern muß die Ruderlagerung außerhalb des Flugkörperrumpfes erfolgen, weil der Innenraum fast vollständig von der Staubrennkammer ausgefüllt wird. Dies führt im allgemeinen zu voluminösen Lagerungsprinzipien außerhalb der Flugkörper-Struktur, die daher nicht mit dem von AMRAAM vorgegebenen Flugzeuginterface kompatibel bleiben können.
Dabei genügt es nämlich nicht, den Flugkörper berührungsfrei in die vorgegebenen 41 mm breiten Ausnehmungen des Flugzeugrumpfes einzubringen, es muß auch eine geforderte Mindest-Freigängigkeit von mehreren Millimetern an allen Stellen eingehalten werden.
Die Forderung nach austauschbaren staustrahlgetriebenen Flugkörpern am gleichen Flugzeuginterface ist dadurch bei herkömmlichen Lösungen in Frage gestellt.
Es ist das Ziel der Erfindung, eine Vorrichtung der eingangs genannten Gattung zu schaffen, die sowohl die erforderlichen räumlichen Bedingungen erfüllt als auch für die bei den auftretenden Marschgeschwindigkeiten von Mach 4 auftretenden mechanischen und thermischen Belastungen geeignet ist.
Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil von Anspruch 1 genannten Merkmale gelöst. Weitere vorteilhafte Weiterbildungen und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der Zeichnung, in der ein Ausführungsbeispiel beschrieben wird. Es zeigen
Fig. 1
schematisch die erfindungsgemäße Anordnung in ihrem Umfeld,
Fig. 2a und 2b
Aufsicht und Teil-Schnitt durch die erfindungsgemäße Anordnung,
Fig. 2c
einen weiteren Teil-Schnitt durch die erfindungsgemäße Anordnung.
Fig. 1 zeigt das Umfeld für den Gegenstand der Erfindung. In der Außenkontur des Flugkörperträgers F - im vorliegenden Fall der Rumpf bzw. die Tragflächen des Flugzeuges - ist eine Ausnehmung mit einer fest vorgegebenen Breite von 41 mm vorhanden, die für die Aufnahme des dem Flugzeug zugewandten Ruderblattes R eines einsatzbereiten Flugkörpers FK (AMRAAM) dient. Mit diesem Raum muß ein kompatibler Flugkörper auskommen.
Fig. 2 zeigt das Konstruktionsprinzip der AMRAAM-kompatiblen Ruderlagerung für einen staustrahlgetriebenen Flugkörper nach der Erfindung. Fig. 2a zeigt dabei die vorgeschlagene Lösung mit Blick auf die Ruderachse W in Richtung des Flugkörpers FK. Fig. 2b zeigt einen Schnitt durch die Anordnung sowie den Biegelastverlauf BL durch die Hauptelemente Interface-Beschlag B und Ruderwelle W.
Der Interface-Beschlag B zur Befestigung an der dünnwandigen Staubrennkammer der Flugkörperzelle FK besitzt einen Außendurchmesser B2 der einerseits die Kompatibilität und Freigängigkeit sicherstellt und andererseits durch die kegelförmige Ausnehmung B3 im Querschnittsverlauf an die auftretende Biegebelastung, die durch die am Ruder angreifende Luftkraft Fq verursacht wird, angepaßt ist.
Innerhalb der kegelförmigen Ausnehmung B3 des Beschlages wird die Ruderwelle W in Keramik-Nadellagern L aufgenommen. Der Querschnittsverlauf der Ruderwelle W ist durch Wahl der Lagerdurchmesser d1 (22 mm) und d2 (12 mm) ebenfalls dem Belastungsverlauf an der Ruderwelle W angepaßt. Die Ruderwelle W nimmt in einer schlitzförmigen Ausnehmung W4 das Ruder R auf, welches den zylindrischen Teil des Interface-Beschlages B2 wie in Fig. 2c dargestellt bis zur Wurzel umschließt.
An der Beschlaginnenseite ist der Ruderantriebshebel H formschlüssig mit der Ruderwelle W verbunden. Der Ruderantriebshebel H wird, wie in der eingangs erwähnten Druckschrift erläutert, von einem elektromechanischen Stellsystem betätigt.
Die beschriebene Anordnung vereinigt mehrere Vorteile:
  • Der Querschnittsverlauf am Beschlag B und an der Ruderwelle W ist in idealer Weise unter Minimierung der Abmessungen an den extremen Belastungsverlauf anpaßbar
  • Die Hauptkomponenten der Anordung sind ferner kostengünstig mit einfachen Bearbeitungsprozessen-fertigbar und montierbar.
    • Die in der Marschflugphase des Flugkörpers aufgrund von aerodynamischer Aufheizung bei Geschwindigkeiten bis Mach 4 auftretende hohe thermische Belastung führt zu einer homogenen Aufheizung der Hauptkomponenten und ermöglicht daher eine kostengünstige und klassische Anordnung von Hochtemperatur-Keramiknadeln als Lagerelemente.
    Die Ausbildung des Ruderinterface W4, also der Verbindung zwischen Ruder R und Ruderwelle W, ermöglicht eine einfache Herstellung und die schnelle Montierbarkeit des Ruderblattes mit Standardwerkzeug unter Gefechtsbedingungen.
    Das Ruderinterface liegt ferner nahe am Druckpunkt des Ruderblattes, daher ergeben sich an der Einspannstelle kleine Wurzelbiegemomente Ferner kann die Abdichtung des Flugkörpers nach außen im Bereich des Flugkörper-Interfacebeschlages B und des Ruderantriebshebels H einfach und perfekt erfolgen, da die Stelle der Relativbewegung am äußeren Ende des Interfacebeschlages liegt.

    Claims (5)

    1. Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper, wobei das Ruderblatt (R) in einem an der Flugkörperzelle (FK) befestigten Beschlag auf einer Ruderwelle (W) gelagert und mittels eines Ruderantriebshebels (H) schwenkbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Beschlag (B) ein Lager (B1) mit wenigstens teilweise zylindrischer Außenkontur (B2) und einer Ausnehmung (B3) zur formschlüssigen Aufnahme des entsprechend ausgebildeten flugkörperseitigen Endes (W1) der Ruderwelle (W) aufweist, wobei der Durchmesser (d1; d2) von Ausnehmung (B3) und Ruderwelle (W1) sich in Richtung Flugkörper verjüngt.
    2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Lager (B1) flugkörperseitig eine Öffnung (B4) für den Durchgriff des Ruderantriebshebels (H) zur formschlüssigen Verbindung mit der Ruderwelle (W) aufweist.
    3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der aus der Ausnehmung (B3) des Lagers herausragende Teil (W2) der Ruderwelle (W) verjüngt ausgebildet ist, wobei sich der Durchmesser zum ruderseitigen Ende hin verjüngt und eine schlitzförmige Ausnehmung (W4) zur Befestigung des Ruderblattes (R) aufweist.
    4. Vorrichtung nach Anspruch 1 - 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Ruderblatt (R) den zylindrischen Teil (B1) des Lagers (B) bis zu dessen Wurzel (B0) umschließt.
    5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ruderwelle (W) in Keramik-Nadellagern (L) gelagert ist.
    EP00126530A 1999-12-16 2000-12-11 Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper Expired - Lifetime EP1108972B1 (de)

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