FR2573859A1

FR2573859A1 - Missile or shell oscillation damping mechanism

Info

Publication number: FR2573859A1
Application number: FR8517340A
Authority: FR
Inventors: Walter Kranz
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1984-11-24
Filing date: 1985-11-22
Publication date: 1986-05-30
Anticipated expiration: 2005-11-22
Also published as: DE3442972C1; FR2573859B1

Abstract

The missile such as a rocket or shell incorporates a ring of radial openings (2-1, 2-4) behind its nose cone (5) from which gases from a gas generator (3) are discharged selectively to act as jets to correct the flight. Between the nose cone and the front of the casing (1) is a rubber cushion, and forces on the nose cone are used to control the jets. Immediately behind the rubber cushion is a ring of pressure sensors (9-1) and a central sensor (10) connected to a control unit (11) which operates a ring of control valves (4) to regulate the gas supply to the jets. Projecting from the nose cone is a ring of pins (8) which transfer the forces on the nose cone to the outer pressure sensors. The central sensor has a pointed tip (6) in direct contact with the nose cone.

Description

ENGIN VOLANT A VOL RAPIDE
L'invention concerne un engin volant à vol rapide comprenant un dispositif pour l'amortissement des oscillations pendulaires de l'engin volant, comprenant un dispositif pour l'amortissement des oscillations pendulaires, qui présente un dispositif pour la production d'une force transversale opposée à l'oscillation pendulaire de l'engin et un dispositif de commande pour l'application de ladite force transversale dans une direction spatiale déterminée ainsi que des capteurs destinés au dispositif de commande.FAST FLYING MACHINE
The invention relates to a fast-flying flying machine comprising a device for damping the pendulum oscillations of the flying machine, comprising a device for damping the pendulum oscillations, which has a device for producing an opposite transverse force. the pendulum oscillation of the machine and a control device for applying said transverse force in a determined spatial direction as well as sensors intended for the control device.

Les oscillations pendulaires d'un engin volant à vol rapide ou d'un projectile - autopropulsé ou non - sont pro voquées entre autres, par les effets aérodynamiques sur l'engin volant pendant le vol, par des vibrations du tube-de lancement, par la pression rétroactive de la poudre pour les engins à propulsion externe ou par les irrégularités de fonctionnement propulseur pour les engi-ns autopropulsés. I1 est souhaitable d'éviter de telles oscillations pendulaires car celles-ci augmentent entre autres la résistance à l'air (traînée) de l'engin et peuvent même faire dévier l'engin volant de sa trajectoire prévue.Ceci a pour effet de réduire la portée ainsi que la précision d'atteinte de-la cible. The pendulum oscillations of a fast-flying flying object or of a projectile - self-propelled or not - are caused inter alia, by the aerodynamic effects on the flying object during the flight, by vibrations of the launch tube, by the retroactive pressure of the powder for engines with external propulsion or by irregularities in propellant operation for self-propelled engines. It is desirable to avoid such pendulum oscillations because they increase, among other things, the air resistance (drag) of the craft and can even cause the flying craft to deviate from its planned trajectory. This has the effect of reducing the range as well as the accuracy of reaching the target.

Par la demande de brevet DE 28 56 286 on connait un dispositif à l'aide duquel il est possible de contrecarrer activement de telles oscillations pendulaires de ltengin volant, en produisant de façon commandée des forces transversales orientées dans le sens opposé du mouvement pendulaire, ces forces agissant sur ledit engin devant ou derrière son centre de gravité. A cet effet, est prévue une source de fluide, par exemple du gaz comprimé, qui est reliée à des tuyères à action sensiblement radiale, réparties sur la périphérie de l'engin volant, par l'intermédiaire de soupapes commandées. Ces soupapes sont commandées au moyen de détecteurs de pression. Ces détecteurs de pression sont des conduites de pression débouchant sur l'enveloppe de l'engin volant et agissant sur une soupape commandée à la manière d'un élément fluidique dont le fonctionnement fait appel à l'effet dit de Coanda.Si l'engin volant vole exactement dans la direction de l'axe longitudinal de l'engin et subit de ce fait une admission d'air environnant exactement de l'avant, le courant fluide provenant de la source de fluide s'écoule axialement vers l'arrière, c'est-à-dire de façon neutre du point de vue direction à travers l'élément fluidique. Or, si l'engin volant effectue un mouvement pendulaire, les rapports de pression se modifient aux débouchers opposés des conduites de-pression du fait que l'admission de l'air sur l'engin volant s'effectue alors sous un angle déterminé. Par la conduite de pression située du coté de la pression la plus élevée, une impulsion de pression est envoyée à l'entrée de commande de l'élément fluidique et agit ici sur le courant du fluide.Si l'impulsion de pression atteint une certaine intensité qui est fonction de la direction d'admission de l'air, c'est-àdire également de l'amplitude de- l'oscillation pendulaire, le courant de fluide est dévié de la direction neutre vers une tuyère située du c6té de la pression la plus basse. Patent application DE 28 56 286 discloses a device with the aid of which it is possible to actively counteract such pendular oscillations of the flying ltengin, by producing in a controlled manner transverse forces oriented in the opposite direction of the pendulum movement, these forces acting on said machine in front of or behind its center of gravity. To this end, a source of fluid is provided, for example compressed gas, which is connected to nozzles with substantially radial action, distributed over the periphery of the flying machine, by means of controlled valves. These valves are controlled by pressure sensors. These pressure detectors are pressure lines leading to the envelope of the flying object and acting on a valve controlled in the manner of a fluid element whose operation calls for the so-called Coanda effect. flywheel flies exactly in the direction of the longitudinal axis of the machine and therefore undergoes an admission of surrounding air exactly from the front, the fluid current coming from the source of fluid flows axially towards the rear, that is to say in a directionally neutral manner through the fluid element. However, if the flying machine performs a pendulum movement, the pressure ratios change at the opposite openings of the pressure lines because the admission of air onto the flying machine then takes place at a determined angle. Via the pressure line located on the higher pressure side, a pressure pulse is sent to the control input of the fluid element and acts here on the flow of the fluid. If the pressure pulse reaches a certain intensity which is a function of the direction of admission of the air, i.e. also of the amplitude of the pendulum oscillation, the fluid current is diverted from the neutral direction towards a nozzle situated on the side of the lowest pressure.

L'écoulement du fluide s'échappant à l'air libre a pour effet d'exercer sur l'engin volant une force transversale qui- est dirigée à l'opposé de l'oscillation pendulaire.The flow of the fluid escaping into the open air has the effect of exerting on the flying machine a transverse force which is directed opposite to the pendulum oscillation.

Le dispositif connu est relativement inerte,étant donné que l'élément fluidique ne devient efficace que lorsque l'oscillation pendulaire atteint une amplitude relativement grande. En outre, les conduites de pression utilisées sont relativement longues. The known device is relatively inert, since the fluid element only becomes effective when the pendulum oscillation reaches a relatively large amplitude. In addition, the pressure lines used are relatively long.

L'invention a pour objet de prévoir un engin volant à vol rapide sur lequel le dispositif destiné à amortir les oscillations pendulaires et én général à stabiliser l'engin volant réagit de manière très sensible. The object of the invention is to provide a fast-flying flying object on which the device intended to damp the pendulum oscillations and in general to stabilize the flying object reacts very sensitively.

Ce problème est résolu conformément à l'invention par le fait que des capteurs sont prévus entre la pointe de l'engin volant et le reste du corps de l'engin, capteurs qui mesurent les forces agissant sur la pointe et qui délivrent des signaux d'entrée au dispositif de commande. This problem is solved in accordance with the invention by the fact that sensors are provided between the tip of the flying machine and the rest of the body of the machine, sensors which measure the forces acting on the tip and which deliver signals d input to the control device.

Ces capteurs sont disposées, de préférence, dans la zone d'appui de la pointe sur le corps de l'engin.These sensors are preferably placed in the support zone of the tip on the body of the machine.

La pointe de l'engin volant peut être un élément séparé du reste du corps de l'engin, qui s'appuie sur la surface ou en plusieurs points d'appui sur le reste du corps de l'engin. The tip of the flying object can be a separate element from the rest of the body of the object, which rests on the surface or in several points of support on the rest of the body of the object.

I1 est possible également de prévoir une construction composite de la zone d'appui entre la pointe et le reste du corps de l'engin. De plus, il est possible de prévoir que la pointe soit maintenue en un point d'appui placé sur l'axe longitudinal de l'engin et soit positionnée de manière à pivoter plus ou moins autour de ce point d'appui selon le mode de réalisation du reste de la zone d'appui. Ce point d'appui central peut lui aussi être couplé avec un capteue.Les autres capteurs destinés à mesurer les forces agissant sur la pointe de l'engin volant peuvent être distribuées par exemple symétriquement autour de l'axe longitudinal de l'engin. I1 est possible également de rassembler tous les capteurs, le cas échéant y compris le capteur central, en un capteur commun réalisé par exemple sous la forme d'une capsule de mesure de pression spécifique. It is also possible to provide a composite construction of the support zone between the point and the rest of the body of the machine. In addition, it is possible to provide that the point is maintained at a fulcrum placed on the longitudinal axis of the machine and is positioned so as to pivot more or less around this fulcrum depending on the mode of construction of the rest of the support area. This central fulcrum can also be coupled with a sensor. The other sensors intended to measure the forces acting on the tip of the flying object can be distributed for example symmetrically around the longitudinal axis of the object. It is also possible to combine all the sensors, if necessary including the central sensor, into a common sensor produced for example in the form of a specific pressure measurement capsule.

La pointe de l'engin volant peut présenter des tiges de transmission rigides qui portent sur des surfaces des capteurs et par lesquelles les forces d'appui sont transmises, du moins en partie, en vue de la détermination des forces agissant sur la pointe. Dans un tel cas, les capteurs et la direction d'action des générateurs de force transversale qui leur sont associés sont disposés dans un plan contenant l'axe longitudinal de l'engin volant. Dans ce cas, c'est la position périphrique.d'un capteur qui détermine respectivement la direction d'action du générateur de force transversale associé audit capteur. Il est possible de prévoir pour chaque générateur de force transversale plusieurs capteurs et de placer les capteurs dans des positions réciproques déterminées fixes. The tip of the flying machine may have rigid transmission rods which bear on the surfaces of the sensors and by which the support forces are transmitted, at least in part, for the purpose of determining the forces acting on the tip. In such a case, the sensors and the direction of action of the transverse force generators associated therewith are arranged in a plane containing the longitudinal axis of the flying object. In this case, it is the peripheral position of a sensor which respectively determines the direction of action of the transverse force generator associated with said sensor. It is possible to provide for each transverse force generator several sensors and to place the sensors in fixed fixed reciprocal positions.

Pendant le vol slexerce sur la pointe de l'engin la pression dynamique de l'air et le cas échéant des accélérations transversales lorsqu'une force transversale perturbatrice agit sur l'engin volant, par exemple, en cas de mouvement pendulaire dudit engin. Suivant un mode de réalisation de l'engin volant conformément à l'invention, il est possible, non seulement de déterminer une force transversale s'opposant à une perturbation, mais également, en principe, de mesurer l'angle d'incidence de l'engin, la vitesse ainsi que les accélérations transversales de l'engin et, en cas d'engins rotatifs, également la fréquence de roulis. Dans ce cas, on utilise, de préférence, une pointe à faible inertie de masse ou à masse équilibrée.Dans le cas où l'on privilégie la mesure des accélérations transversales, la pointe devrait avoir un déséquilibre défini ou présenter une inertie relativement élevée. During the flight, the dynamic pressure of the air and, where appropriate, transverse accelerations when a disturbing transverse force acts on the flying object, for example, in the event of pendulum movement of the said object. According to one embodiment of the flying object according to the invention, it is possible not only to determine a transverse force opposing a disturbance, but also, in principle, to measure the angle of incidence of the 'gear, the speed as well as the transverse accelerations of the machine and, in the case of rotating machines, also the roll frequency. In this case, a tip with low mass inertia or a balanced mass is preferably used. In the case where preference is given to the measurement of transverse accelerations, the tip should have a defined imbalance or have relatively high inertia.

L'invention sera expliquée plus en détail ci-après à l'aide des exemples de réalisation représentés sur le dessin. Sur ce dessin
la figure 1 représente une coupe schématique de la pointe d'un engin volant conforme à l'invention ;
la figure 2 représente un mode de réalisation schéma tique d'un capteur utilisé en association avec l'engin volant représenté sur la figure 1
la figure 3 représente un deuxième mode de réalisation d'un capteur associé à un engin volant conforme à l'invention ; et
la figure 4 représente schématiquement la disposition des générateurs de force transversale dans la pointe de l'engin volant représenté sur la figure 1.The invention will be explained in more detail below using the embodiment examples shown in the drawing. On this drawing
Figure 1 shows a schematic section of the tip of a flying object according to the invention;
FIG. 2 represents an embodiment of a tick diagram of a sensor used in association with the flying vehicle represented in FIG. 1
FIG. 3 represents a second embodiment of a sensor associated with a flying object according to the invention; and
FIG. 4 schematically represents the arrangement of the transverse force generators in the tip of the flying machine represented in FIG. 1.

La figure 1 représente la pointe d'un engin volant 1 à axe longitudinal A qui présente six tuyères 1-1 à 2-6 réparties autour de la périphérie, à des distances angulaires régulières, tuyères qui sont alimentées par un générateur de gaz 3. Entre le générateur de gaz et les différentes tuyères de poussée, sont situées des soupapes de commande à gaz chaud 4-1 à 4-6 à commande électrique ; voir à cet effet la figure 4. FIG. 1 represents the tip of a flying machine 1 with a longitudinal axis A which has six nozzles 1-1 to 2-6 distributed around the periphery, at regular angular distances, nozzles which are fed by a gas generator 3. Between the gas generator and the various thrust nozzles, there are electrically controlled hot gas control valves 4-1 to 4-6; for this see Figure 4.

La pointe la plus avancée du projectile est une coiffe séparée 5 qui s'appuie en position centrale sur une pointe d'appui 6 disposée sur l'axe longitudianl A de l'engin. Entre la paroi arrière de la coiffe 5 et l'avant de l'engin 1 est prévu du caoutchouc de silicone 7 servant de couche de séparation flexible. Par cette couche de séparation 7 la liaison entre la coiffe et l'engin peu;t également être réalisée par exemple par collage. Toutefois, la coiffe 5 reste dans une certaine manière mobile~dans toutes les directions autour de la pointe d'appui 6. The most advanced point of the projectile is a separate cap 5 which rests in the central position on a support point 6 disposed on the longitudinal axis A of the device. Between the rear wall of the cover 5 and the front of the machine 1 is provided silicone rubber 7 serving as a flexible separation layer. By this separating layer 7 the connection between the cap and the machine can also be made for example by gluing. However, the cap 5 remains in a certain mobile manner ~ in all directions around the support point 6.

Sur le coté arrière de la coiffe 5 sont prévues, à des distances angulaires régulières autour de l'axe longitudinal
A, des tiges de transmission 8-1 à 8-6 qui sont orientées parallèlement à l'axe longitudinal A de l'engin 1. Ces tiges de transmission traversent la couche de séparation 7 en caoutchouc de silicone, et portent sur la surface sensible des capteurs 9-1 à 9-6-au moyen desquels peut être déterminée la force avec laquelle lesdites tiges de transmission s'appuient sur les capteurs. Comme il ressort de la figure 4, les capteurs 9-1 à 9-6 sont associées de façon fixe, en position aux tuyères 2-1 à 2-6. Si dans ce cas il s'agit d'un engin volant non rotatif, les capteurs 9-1 à 9-6 sont situés dans les mêmes plans radiaux que les tuyères 2-1 å 2-6 ou que les jets de gaz chaud passant à travers ces tuyères.On the rear side of the cover 5 are provided, at regular angular distances around the longitudinal axis
A, transmission rods 8-1 to 8-6 which are oriented parallel to the longitudinal axis A of the machine 1. These transmission rods pass through the separation layer 7 of silicone rubber, and bear on the sensitive surface sensors 9-1 to 9-6 by means of which the force with which said transmission rods can be supported on the sensors can be determined. As can be seen from FIG. 4, the sensors 9-1 to 9-6 are fixedly associated, in position with the nozzles 2-1 to 2-6. If in this case it is a non-rotating flying machine, the sensors 9-1 to 9-6 are located in the same radial planes as the nozzles 2-1 to 2-6 or as the jets of hot gas passing through these nozzles.

La pointe d'appui 6 sur laquelle la coiffe 5 s'appuie en position centrale est disposée soit de maniere fixe sur l'engin, soit, comme le montre la figure 1, mobile axialement entre certaines limites. La pointe d'appui s'appuie alors sur un autre capteur 10 qui permet de mesurer la force avec laquelle la coiffe 5 pousse sur-la pointe d'appui 6. The support point 6 on which the cap 5 is supported in the central position is arranged either fixedly on the machine or, as shown in Figure 1, movable axially between certain limits. The support point then rests on another sensor 10 which makes it possible to measure the force with which the cap 5 pushes on the support point 6.

Comme représenté sur les figures 1 et 2, les capteurs sont des capteurs de pression, par exemple, des points de mesure Hottinger, sur lesquels agissent les tiges de transmission 8. I1 est possible également d'utiliser comme capteurs des transistors à pression 9' selon la figure 3. As shown in FIGS. 1 and 2, the sensors are pressure sensors, for example, Hottinger measuring points, on which the transmission rods act 8. It is also possible to use as sensors pressure transistors 9 ' according to figure 3.

Pour de tels transistors à pression, il n'est pas nécessaire de prévoir des tiges de transmission, car c'est la force de compression provoquée par la pression dynamique sur la coiffe qui agit directement sur les transistors à travers le caoutchouc de silicone 7.For such pressure transistors, it is not necessary to provide transmission rods, because it is the compression force caused by the dynamic pressure on the cap which acts directly on the transistors through the silicone rubber 7.

Selon l'indication seulement schématique de la figure 1, les capteurs 9-1, 9-6 ainsi que 10 sont connectés électriquement à un circuit de commande 11 qui est alimenté par une batterie 12 et à l'aide duquel sont commandées les soupapes 4-1 à 4-6 à gaz chaud. Les signaux de commande destinés aux soupapes à gaz chaud sont produits à partir des signaux des capteurs.qui mesurent les forces de compression par lesquelles la coiffe 5 est poussée sur les points d'appui situés sur les capteurs 9-1 à 9-6, sous l'effet de la pression dynamique s'exerçant sur cette coiffe. La grandeur respective de la pression dynamique dans le sens périphérique de la coiffe 5 dépend de l'angle d'incidence entre l'axe longitudinal A'de l'engin et la direction de vol effective. According to the only schematic indication in FIG. 1, the sensors 9-1, 9-6 and also 10 are electrically connected to a control circuit 11 which is supplied by a battery 12 and by means of which the valves 4 are controlled -1 to 4-6 with hot gas. The control signals intended for hot gas valves are produced from the signals from the sensors. Which measure the compression forces by which the cap 5 is pushed on the support points located on the sensors 9-1 to 9-6, under the effect of the dynamic pressure exerted on this cap. The respective magnitude of the dynamic pressure in the peripheral direction of the cap 5 depends on the angle of incidence between the longitudinal axis A ′ of the craft and the effective direction of flight.

Si l'angle d'incidence est nul, la coiffe 5 reçoit symétriquement le flux de l'air qui l'entoure, la pression dynamique agit en direction de l'axe longitudinal A et la même force s'exerce sur tous les capteurs 9-1 à 9-6, par l'intermédiaire des tiges de transmission 8-1 à 8-6. If the angle of incidence is zero, the cap 5 symmetrically receives the flow of air which surrounds it, the dynamic pressure acts in the direction of the longitudinal axis A and the same force is exerted on all the sensors 9 -1 to 9-6, via the transmission rods 8-1 to 8-6.

Cette force est soit nulle, si la pointe d'appui 6 est reliée rigidement à l'engin volant 1, et si la coiffe 5 n'est pas soumise à une tension-préliminaire par rapport à l'engin volant, soit cette force est différente de la valeur nulle selon l'état de tension préliminaire de la coiffe par rapport à l'engin et de la pression dynamique s'exerçant symétriquement sur ladite coiffe. La trajectoire de vol de l'engin n'a pas besoin d'être corrigée.This force is either zero, if the bearing point 6 is rigidly connected to the flying object 1, and if the cover 5 is not subjected to a preliminary tension with respect to the flying object, or this force is different from the zero value according to the state of preliminary tension of the cap relative to the machine and of the dynamic pressure exerted symmetrically on said cap. The flight path of the craft does not need to be corrected.

Si la direction de l'axe longitudinal A diverge par rapport à la direction du vol, la coiffe 5 reçoit un flux d'air oblique et il se produit un couple autour de la pointe d'appui 6, de telle sorte que les capteurs placés sur les côtés de la pression dynamique plus élevée sont soumis à des forces de pression d'autant plus élevée. En conséquence, les capteurs émettent des signaux électriques de sortie de grandeurs différentes qui sont traités dans le circuit de commande 11 de telle manière que sur les côtés de la pression dynamique plus basse est produite une force transversale agissant sur l'engin 1 afin de ramener l'angle d'incidence à la valeur nulle. If the direction of the longitudinal axis A diverges from the direction of flight, the cap 5 receives an oblique air flow and there is a torque around the bearing point 6, so that the sensors placed on the sides of the higher dynamic pressure are subjected to even higher pressure forces. Consequently, the sensors emit electrical output signals of different sizes which are processed in the control circuit 11 in such a way that on the sides of the lower dynamic pressure is produced a transverse force acting on the machine 1 in order to bring back the angle of incidence at zero.

Dans le mode de réalisation sont prévus six tuyères 2-1 à 2-6 disposées radialement. Même si la trajectoire de vol de l'engin ne doit pas être influencée, et que par conséquent un ordre de valeur zéro doit être prévu, plusieurs tuyères doivent être maintenues ouvertes à l'aide de leurs soupapes de commande de gaz chauds, afin que le générateur de gaz 3 puisse fonctionner sans danger. I1 s'agira, par exemple, des tuyères 2-2, 2-4 et 2-6 et de leurs jets de poussée S-2, S-4 et S-6 orientés radialement et indiqués schématiquement sur la figure 4.La force transversale maximale dans une seule direction peut être produite par le fait que trois tuyères directement juxtaposées sont ouvertes à l'aide de soupapes de commande de gaz chauds, par exemple les tuyères 2-6, 2-1 et 2-2, ce qui a pour effet de produire une force transversale s'exerçant sur l'engin vers le bas selon la figure- 4, ou bien les tuyères 2-3, 2-4 et 2-5 qui ont pour effet de produire une force transversale dirigée vers le haut. Des forces transversales de durée extrêmement courte peuvent être produites en faisant chevaucher plusieurs commandes. Par exemple, si l'on part d'un ordre zéro dans lequel les tuyères 2-1, 2-3 et 2-5 sont ouvertes, et si l'on veut produire une poussée dans la direction de la flèche S-2, on ferme d'abord la soupape 4-5 et on ouvre la soupape 4-2.Ceci a pour effet de produire un ordure complet. Par chevauchement avec cette commande, on ferme simultanément les soupapes 4-1 et 4-3 et on ouvre par contre les soupapes 4-4 ou 4-6. Plusieurs combinaisons de telles commandes sont possibles, permettant pratiquement de produire des forces transversales dans toutes les directions spatiales possibles afin d'amortir les oscillations pendulaires de l'engin volant. In the embodiment, six nozzles 2-1 to 2-6 are provided, arranged radially. Even if the flight path of the craft must not be influenced, and therefore an order of zero value must be provided, several nozzles must be kept open using their hot gas control valves, so that the gas generator 3 can operate without danger. I1 will be, for example, the nozzles 2-2, 2-4 and 2-6 and their thrust jets S-2, S-4 and S-6 oriented radially and indicated schematically in Figure 4.The force maximum transverse in one direction can be produced by the fact that three directly juxtaposed nozzles are opened by means of hot gas control valves, for example nozzles 2-6, 2-1 and 2-2, which has for the effect of producing a transverse force exerted on the machine downwards according to FIG. 4, or else the nozzles 2-3, 2-4 and 2-5 which have the effect of producing a transverse force directed towards the high. Extremely short duration transverse forces can be produced by overlapping multiple commands. For example, if we start from a zero order in which the nozzles 2-1, 2-3 and 2-5 are open, and if we want to produce a thrust in the direction of arrow S-2, first close valve 4-5 and open valve 4-2, which results in complete garbage. By overlapping with this command, valves 4-1 and 4-3 are closed simultaneously and valves 4-4 or 4-6 are opened on the other hand. Several combinations of such commands are possible, practically making it possible to produce transverse forces in all possible spatial directions in order to dampen the pendulum oscillations of the flying object.

Si l'engin volant n'est pas autopropulsé, il est, en règle générale, lancé à partir d'un tube de lancement. If the flying object is not self-propelled, it is, as a rule, launched from a launch tube.

Du fait des oscillations du tube de lancement, et des effets rétroactifs de la poudre, l'engin est soumis à des forces perturbatrices particulièrement élevées lorsqu'il quitte le tube de lancement, forces qui conduisent à des oscillations pendulaires. Ces forces sont, en règle générale, plus élevées que pendant le reste du vol, de telle sorte qu'au début de la trajectoire,-des forces transversales plus élevées sont nécessaires pour amortir les oscillations pendulaires que ce n' est le cas pendant le reste du vol. Pour permettre cela, on choisit pour le générateur de gaz 3 une courbe de combustion dégressive, ce qui peut être obtenu par un propergol à section dentée, comme le représente schématiquement la figure 1.Au début du vol, la surface de combustion du générateur à gaz est très élevée et elle se réduit au cours du fonctionnement.Due to the oscillations of the launch tube, and the retroactive effects of the powder, the machine is subjected to particularly high disturbing forces when it leaves the launch tube, forces which lead to pendulum oscillations. These forces are, as a general rule, higher than during the rest of the flight, so that at the start of the trajectory, higher transverse forces are necessary to dampen the pendulum oscillations than is the case during the flight. rest of the flight. To allow this, a degressive combustion curve is chosen for the gas generator 3, which can be obtained by a propellant with toothed section, as shown diagrammatically in FIG. 1. At the start of the flight, the combustion surface of the generator to gas is very high and is reduced during operation.

Par ailleurs, il est également possible de produire la durée et la grandeur de la force transversale en fonction de la vitesse de l'engin volant. A cet effet, on peut utiliser le signal du capteur 10, qui est directement proportionnel à la pression dynamique et donc à la vitesse de l'engin. Bien entendu, il est possible également d'obtenir un signal de commande fonction de la vitesse pour les soupapes de commande de gaz chaud à partir des signaux des capteurs 9-1 à 9-6 ou du moins de certains au moins de ces capteurs. Furthermore, it is also possible to produce the duration and the magnitude of the transverse force as a function of the speed of the flying object. For this purpose, it is possible to use the signal from the sensor 10, which is directly proportional to the dynamic pressure and therefore to the speed of the machine. Of course, it is also possible to obtain a speed-dependent control signal for the hot gas control valves from the signals from sensors 9-1 to 9-6 or at least from at least some of these sensors.

En outre, il est possible d'utiliser le dispositif décrit non seulement pour amortir les oscillations pendulaires de l'engin volant et donc pour le stabiliser, mais également pour le guider. In addition, it is possible to use the device described not only for damping the pendulum oscillations of the flying object and therefore for stabilizing it, but also for guiding it.

A la place des tuyères montées de manière fixe, avec soupapes de commande à gaz chaud, agissant comme générateurs de force transversale, on peut également utiliser un agencement de tuyère tournante, tel qu'ilest connu par la demande de brevet DE 33 17 583. L'agencement de tuyère tournante, qui est alimenté par un générateur de gaz et qui présente une tuyère de poussée agissant radialement, tourne à une vitesse élevée autour de l'axe longitudinal de l'engin et peut être maintenue dans une position définie à l'aide d'un système de freinage pour produire une force transversale. Instead of the nozzles fixedly mounted, with hot gas control valves, acting as generators of transverse force, it is also possible to use a rotating nozzle arrangement, as is known from patent application DE 33 17 583. The rotating nozzle arrangement, which is fed by a gas generator and which has a thrust nozzle acting radially, rotates at a high speed around the longitudinal axis of the machine and can be held in a position defined at using a braking system to produce a transverse force.

Outre les modes de réalisation cités ci-dessus, les capteurs peuvent être également des capteurs piezo- électriques, capacitifs ou déformables mécaniquement, par exemple, des capsules de pression spéciales. Dans tous les cas, il est possible de réunir tous les capteurs, le cas échant y compris le capteur central, en une seule unité de capteur. In addition to the embodiments mentioned above, the sensors can also be piezoelectric sensors, capacitive or mechanically deformable, for example, special pressure capsules. In all cases, it is possible to combine all the sensors, if applicable including the central sensor, into a single sensor unit.

Claims

1. A fast-flying flying machine comprising a device for damping the pendulum oscillations of the machine, which has a device for producing a transverse force opposed to the pendulum oscillation of the machine and a control device for the application of said transverse force in a determined spatial direction as well as sensors intended for the control device, characterized in that between the tip (5) of the machine and the rest of the body of the machine are provided sensors (9-1 to 9-6) which measure the forces acting on the tip and which supply input signals to the control device (11).

2. Flying device according to claim 1, characterized in that the sensors (9-1 to 9-6) are arranged in the bearing zone (7) between the tip (5) and the body (1) of the 'contraption.

3. Flying vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the tip (5) of the vehicle (1) bears on the body C1) of the vehicle in a plane perpendicular to the longitudinal axis ( A) of the machine and that sensors (9-1 to 9-6) are provided at these support points.

4. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the point (5) is also supported on a support point (6) located on the longitudinal axis (A) of 11 vehicles, pivoting in all directions.

5. Flying vehicle according to claim 4, characterized in that the fulcrum (6) is coupled with a sensor (10) for the purpose of delivering a signal corresponding to the pressing force.

6. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the point (5) is a separate element and is connected to the body (1) of the vehicle by the support zone (7).

7. Flying vehicle according to claim 6, characterized in that between the tip <5) and the body (1) of the vehicle is provided an intermediate space (7) mistletoe is filled with an elastic damping material at least in the sensor area (9-1 to 9-6; 9 ')

8. Flying vehicle according to claim 6 or 7, characterized in that the tip (5) and the body (1) of the vehicle are separated from each other by a disc (7) of silicone rubber .

9. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the pint (5) of the vehicle carries rigid transmission rods (8-1 to 8-6) which carry, at points of support located outside the longitudinal axis (A) of the machine, on sensitive surfaces of the sensors (9-1 to 9-6).

10. Flying vehicle according to any one of claims 1 to 8, characterized in that the transmission of the bearing force between the tip (5) and the body (1) of the vehicle is effected through an elastic material (7).

11. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the support points (9-1 to 9-6) are located outside the longitudinal axis (A) of the machine in a symmetrical distribution.

12. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the sensors (9-1 to 9-6) and the direction of action of the transverse force generators associated with these sensors (2-1 to 2 -6) are arranged in a plane containing the longitudinal axis (A) of the machine.

13. Flying vehicle according to any one of the preceding claims, characterized in that the sensors (9-1 to 9-6); 10) are combined into a single sensor.