EP1108972B1 - Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper - Google Patents

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EP1108972B1 EP00126530A EP00126530A EP1108972B1 EP 1108972 B1 EP1108972 B1 EP 1108972B1 EP 00126530 A EP00126530 A EP 00126530A EP 00126530 A EP00126530 A EP 00126530A EP 1108972 B1 EP1108972 B1 EP 1108972B1
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EP
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rudder
missile
shaft
bearing
recess
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Walter Hetzer
Ernst Lenz
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LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
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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 device for rudder connection for guided missiles, wherein the rudder blade (R) is rotatable about an axis perpendicular to the missile axis and the rudder has a rudder shaft (W) with a conically shaped tail end (W1).
  • the guided missiles for medium range are mainly carried on the fuselage in teilversenkenkter arrangement to reduce air resistance and to influence the radar signature favorably.
  • the shape of the aircraft interface is determined by the currently introduced air-to-air guided missile of the type AMRAAM and was also realized for example in the prototype of the Eurofighter EF 2000 in this form.
  • slit-shaped recesses with a width of 41 mm are specified in the fuselage
  • the rudder bearing In steamer-driven AMRAAM successor missiles, the rudder bearing must be outside the missile fuselage, because the interior is almost completely filled by the dust chamber. This generally leads to bulky storage principles outside the missile structure, which therefore can not remain compatible with the aircraft interface specified by AMRAAM.
  • Fig. 1 shows the environment for the object of the invention.
  • the fuselage or the wings of the aircraft - a recess with a fixed width of 41 mm is provided, which serves for receiving the plane facing the rudder blade R of an operational missile FK (AMRAAM) , With this space must be a compatible missile.
  • AMRAAM operational missile FK
  • Fig. 2 shows the construction principle of the AMRAAM-compatible rudder bearing for a stausjetgetriebenen missile according to the invention.
  • Fig. 2a shows the proposed solution with a view of 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 attachment to the thin-walled dust chamber of the missile cell FK has an outer diameter B2 on the one hand ensures compatibility and clearance and on the other hand by the conical recess B3 in the cross section adapted to the occurring bending load, which is caused by the force acting on the rudder air force Fq.
  • the rudder shaft W is received in ceramic needle bearings L.
  • the cross-sectional profile of the rudder shaft W is also adapted to the load curve on the rudder shaft W by selecting the bearing diameter d1 (22 mm) and d2 (12 mm).
  • the rudder shaft W receives in a slot-shaped recess W4, the rudder R, which encloses the cylindrical part of the interface fitting B2 as shown in Fig. 2c to the root.
  • the rudder drive lever H On the inside of the fitting the rudder drive lever H is positively connected to the rudder shaft W.
  • the rudder drive lever H is, as explained in the publication mentioned above, operated by an electromechanical actuating system.
  • the cross-sectional profile of the fitting B and the rudder shaft W is ideally adaptable while minimizing the dimensions of the extreme load course
  • the main components of the assembly are also inexpensive to produce and mount with simple machining processes.
  • rudder interface W4 that is, the connection between the rudder R and the rudder shaft W, allows easy production and rapid assembly of the rudder blade with standard tools under combat conditions.
  • the rudder interface is also close to the pressure point of the rudder blade, therefore resulting in the clamping small root bending moments
  • the sealing of the missile to the outside in the area of the missile interface fitting B and the rudder drive lever H can be done easily and perfectly, since the point of relative movement is located at the outer end of the interface fitting.

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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Ruderanbindung für Lenkflugkörper, wobei das Ruderblatt (R) um eine Achse senkrecht zur Flugkörperachse drehbar ist und das Ruder eine Ruderwelle (W) mit einem konisch ausgebildeten flugkörperseitigen Ende (W1) aufweist.
  • Eine solche Vorrichtung is aus dem US 4 568 041 A 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.
  • Um die Lagerung und den Transport zu erleichtern, ist es bekannt, die sperrigen Finnen von Flugkörpern erst kurz vor dem Einsatz zu montieren, wobei die Befestigung schnell und einfach erfolgen und den Stabilitätsanforderungen während des Fluges genügen muß. So ist es aus US 4,568,041 A bekannt, eine Finne mit Hilfe eines konischen Zapfens in einer entsprechenden in der Wand des Flugkörpers versenkten Aufnahmeöffnung einzusetzen und in definierter Winkelstellung durch Anziehen einer Schraube fest zu verklemmen. Diese Anordnung ist aber für Ruder ungeeignet, da sie einerseits tief in das Rumpfinnere des Flugkörpers eingreift und andererseits eine Bewegung der Finne beispielsweise durch Stellmotoren nicht zuläßt, so daß sie nicht als Ruder verwendet werden kann.
  • Die Forderung nach austauschbaren staustrahlgetriebenen Flugkörpern am gleichen Flugzeuginterface ist demnach durch herkömmliche Lösungen nicht zu erfüllen.
  • 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) um eine Achse senkrecht zur Flugkörperachse drehbar ist und das Ruder eine Ruderwelle (W) mit einem konisch ausgebildeten flugkörperseitigen Ende (W1) aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung einen an der Aussenseite der dünnwandigen Flugkörperzelle (FK) unbeweglich befestigten Beschlag (B) aufweist, das Ruderblatt (R) mittels eines Ruderantriebshebels (H) schwenkbar ist und der Beschlag (B) ein von der Flugkörperwandung hervorstehendes Lager (B1) mit wenigstens teilweise zylindrischer Außenkontur (B2) und einer konischen Ausnehmung (B3) zur formschlüssigen Aufnahme des entsprechend konisch ausgebildeten flugkörperseitigen Endes (W1) der Ruderwelle (W) aufweist, wobei der Durchmesser (d1; d2) von Ausnehmung (B3) und Ruderwelle (W) sich in Richtung Flugkörperwandung 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.
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