NO309668B1 - Missil - Google Patents

Description

Oppfinnelsen vedrører et missil som angitt i krav l's innledning.

Missilet har mer særskilt et løsgjørbart dysestråle-vingestyresystem i missilets aktre del, hvilket system benyttes under utskyting for å bevirke at missilet raskt endrer stigningsvinkel med bibehold av rullestabiliteten.

Offensive missiler såsom kryssermissiler er bygget for å fly i lav høyde, like over tretopper eller vannflater, for å unngå fientlig radardetektering. I slike situasjoner kan et målskip eksempelvis bare ha noen få sekunder til rådighet for først å identifisere trusselen og deretter treffe mottiltak, såsom avfyring av en defensiv missil. Vanligvis blir en land- eller skipsbåret defensiv missil skutt ut fra et kogger eller en missil-avfyringsanordning i en i hovedsaken vertikal retning, og må oppnå tilstrekkelig hastighet før vingeflatene er i stand til å gi reell manøvreringsevne. Dette betyr at missilet vanligvis må nå en høyde på over 1000 m før det kan endre stigningsvinkel og begynne søket etter den innkommende missiltrussel. Den tid som medgår for slik manøvrering er ansett å være for lang.

For å møte dette problem har det vært utviklet flere systemer. Noen av disse konsepter kan kategoriseres som dysestråleror, bevegbare dyser, væskeinnsprøytings- og dysestråle-vingesystemer. Innretninger som benytter disse systemer er imidlertid stort sett uegnet for mange aktuelle anvendelser. Inntrekkbare dysestrålevinger er f.eks. inkompatible med behovet for folding av missil-halestyreflater, et nødvendig krav for koggeravfyrte missiler hvor plassforholdene er meget begrenset.

Løsgjørbare dysestråleror-systemer i form av hjelpefremdriftsenheter som er svingbart tilknyttet missilvingene for koplet bi-rettet bevegelse, vil på lignende måte stå i konflikt med foldbare styreflater og vil kreve en øking av koggertverrsnittet for å gi plass for den mer voluminøse missilskrogstruktur. Et system av denne type er vist i US-patentskrift nr. 4.844.380.

Fra US 4.364.530 og 5.082.202 er det eksempelvis kjent å plassere vinger i missilets drivstråle.

Bevegbare dysesystemer er tunge og kompliserte og er ikke løsgjørbare. Væske-innsprøytingssystemer gir ikke tilstrekkelig skyvkraftvektorvinkler.

Eksisterende dysestrålevinge-mekanismer er enten ikke løsgjørbare eller gjør bruk av aktiveringssystemer med feedback-styreelektronikk som er redundant relativt missilets styreenhet. Ikke-løsgjørbare dysestrålevinge-mekanismer begrenser missilets mulige fiyvestrekning og missilens oppførsel, med rakettskyvkraft-degradering i missilets flyvebane. Selvvirkende dysestrålevinge-mekanismer er også tunge og kompliserte og krever mer rakettdrivstoff for missilets utskyting. De mangler også tilstrekkelig pålitelighet.

Et skip-forsvarssystem som leveres av Raytheon og benyttes i det såkalte Canadian Sea Sparrow System har vinger i eksosstrålen fra missilet. Dette system innbefatter imidlertid elementer som er redundante relativt de systemer som finnes i missilet, hvilket betyr at systemet gir unødvendig vektøking, samtidig som det er for komplisert og for dyrt.

De tallrike tidligere forsøk på tilveiebringelse av missilstyring under avfyringen har hittil ikke gitt et optimalt system.

Det foreligger derfor et behov for ytterligere forbedringer av slike systemer og teknikker for tilveiebringelse av missilstyring under avfyringen.

Ifølge oppfinnelsen foreslås det derfor et missil som nevnt innledningsvis, hvilket missil er kjennetegnet ved at det har en kopling som innbefatter et girtog forbundet med drivmekanismen og vingene for samtidig aktivering av vingene ved aktivering av styrefinnene.

Oppfinnelsen skal nå beskrives nærmere under henvisning til tegningene.

Fig. 1 viser et sideriss av et missil med et dysestråle-vingestyresystem ifølge oppfinnelsen montert på missilets aktre del,

fig. 2 viser et sideiss av et missil med en booster og med dysestråle-vingestyresystemet ifølge oppfinnelsen,

fig. 3 viser et perspektivriss som innbefatter missilets aktre del og en del av det nye dysestråle-vingestyresystem,

fig. 4 viser et perspektivriss av en del av fig. 3, og viser en dysestrålevinge og dens montering,

fig. 5 viser et perspektivriss, delvis brutt og skjematisk, av en del av fig. 3, og viser dysestrålevinge-styresystemet og en kraftkoplingsenhet relativt missilets styresystem, fig. 6 viser et delvis brutt perspektivriss og viser en del av girsystemet i dysestrålevinge-styresystemet,

fig. 7 viser et snitt gjennom girsystemet og den dreibare vinge, og fig. 8 viser et skjematisk riss av missilets styresystem, kraftuttaksanordningen og girsystemet for dysestrålevinge-styresystemet i fig. 5 og 6.

Typiske utførelseseksempler og anvendelser skal nå beskrives nærmere under henvisning til tegningene for derved å bringe frem fordelene ved oppfinnelsen.

I fig. 1 er det vist et missil 10 med et skrog 11, halefinner 12 og 14 og et dysestråle-vingestyresystem 16 som er løsgjørbart koplet til akterenden. Fig. 2 viser en modifisert utførelse av missilet i fig. 1. Dette missil 18 har et skrog 19, halefinner 20 og 22, en booster 24 og et løsgjørbart dysestråle-vingekonstrollsystem.

Man vil av fig. 1 og 2 forstå at det nye dysestråle-vingestyresystem er utført slik at det kan bygges på eksisterende missiler såsom f.eks. den Sea Sparrow som er vist i fig. 1, og at systemet også kan være en del av et helt nytt missilsystem.

Hovedhensikten med dysestråle-vingestyresystemet er å bevirke endring av missilets stigningsvinkel kort etter utskytingen, dvs. mens missilet har lav hastighet, og å eliminere rulle-instabilitet.

Forsvarsmissiler har styresystemer som påvirker eksterne flater for styring av missilet. Et slikt system virker imidlertid ikke godt før missilet har fått tilstrekkelig hastighet til at nok luft strømmer over styreflatene. Hensikten med dysestråle-vingestyresystemet er å anordne en mekanisme i missilmotorens eksosstråle for styreformål. På denne måten kan styringen utøves umiddelbart etter utskytingen. Hensikten er å bevirke at missilet vipper over under utskytingen og å unngå rulling som vil forstyrre missi 1-styresystemet. Nok et trekk ved dysestråle-vingestyresystemet er å kunne benytte missil-styre- og drivsystemet for aktivering av dysestråle-vingene under utskytingsfasen hvoretter dysestråle-vingestyresystemet løsgjør seg selv fra missilet. Dette gir den fordel at det oppnås en rask redusering av stigningsvinkelen uten ekstra vekt, komplisert oppbygging og dyre redudante komponenter. I tillegg unngår man kontinuerlig motstand i missilets eksosstråle ved at mekanismen er løsgjørbar, og missilet behøver ikke bære på unødvendig vekt under de senere trinn frem mot målet.

For bedre forståelse av den relativ enkle konstruksjon av dysestråle-vingestyresystemet skal det vises til fig. 3, som viser den aktre del av missilet i fig. 1, med halefinner 12,14 og halefinner 28 og 30. Inne i skroget 32 er det anordnet kraft, navigerings-, styre- og drivsystemer som benyttes for dreiing av halefinnene 12,14,28,30 under flukten, for manøvrering av missilet frem til dens valgte mål.

Ved den fremre enden til missilets aktre del er det en skjøt 34 med radielle skruer for kopling av halefinnene og styresystemet til missilets fremre del. I den andre enden til den aktre del er det anordnet fire eksplosjonsbolter 36,38,40 og 42 som benyttes for å feste dysestråle-vingestyresystemet 16 til missilet. For å redusere motstanden såvel som vekten kan dysestråle-vingestyresystemet 16 løsgjøres ved hjelp av eksplosjonsboltene 36,38, 40,42 etter at missilet har fullført sin utskytingsfase. Det skal her nevnes at andre festemidler, eksempelvis en V-klemme (ikke vist) kan benyttes som løsgjørbar konnektor om så ønskes.

Dysestråle-vingestyresystemet innbefatter et hus 44, et antall vinger 46,48,50 og 52 og mekanismer som kopler vingene til missilets drivsystem slik at vingene og missilets styrefinner kan betjenes samtidig. Forbindelsesmekanismen innbefatter en lagerstruktur 54 og et girtog som skal beskrives nærmere under henvisning til fig. 5 og 6. Man ser at vingene og de tilordnede bevegelsesmekanismer er anordnet med 90° vinkelavstand. I virkeligheten strekker huset 44 seg akterover slik at det omgir vingene og lagerstruk-turene, men i fig. 3 er en del av huset fjernet for å lette oversikten.

Fig. 4 viser lagerstrukturen 54 nærmere. Vingen 52 er utformet i ett med en skjermplate 56 som i sin tur er forbundet med en vingeaksel 58 som er adskilt fra platen ved hjelp av en isolator 60. Disse komponenter er alle montert i en lagerblokk 62 som har to lager-ører 64 og 66. Mellom lagerørene er det anordnet et konisk sektortannhjul 68, trykk-lagre, trykkflater, en tallerkenfjær og et radiallager. Samtlige av disse komponenter er hyllevare og derfor ikke vist nærmere. Det hele holdes sammen ved hjelp av skru-elementet 70.

Vingen 52 kan være av karbon/karbon, isolatoren av glass/fenol og de andre materialene av aluminium. Karbon/karbon-dysestråle-vingene er boltet til sine respektive vinge-aksler ved hjelp av ti A286 CRES-innsatser og skruer. Vingene og akslene settes så sammen i de respektive lagerblokker med tallerkenfjærskiver, koniske sektortannhjul og standard industri-trykk- og radialnålelagre. Karbon/karbon-dysestråle-vingene fremstilles av med 3-D-karbonfibre forsterkede karbonmatriseblandinger tilveiebragt ved hjelp av kjemiske fordampnings-infiltrasjons/avsettingsprosesser, kjent kommersielt tilgjengelig teknologi som benyttes ved fremstilling av fly-landeunderstell. Vingene er også belagt med et beskyttende keram- eller ildfast metallag for beskyttelse mot errosjon og oksydering. Vingeakslene og de koniske tannhjul fremstilles av herdet høystyrke 13-8 PH CRES. Lagerblokkene maskineres i 2219 aluminiumlegering og er på ytterflatene belagt med en ablativ, epoksyfylt harpiks.

Trykklagerne og radiallagerne benyttes for å overføre store vingeskjær- og bøyekrefter til lagerblokken samtidig som de muliggjør at vingeakslene kan rotere fritt, med eliminering av vingeklemming eller lignende.

Lagerblokken 62 har en iboende strukturell styrke og stivhet som skyldes dobbeltutfør-elsen med jevn fordeling av vingebelastninger ved robust operasjon. Plasseringen av de koniske sektortannhjul 68 i lagerblokkens nøytrale treghetsakse begrenser radielle og translatoriske påkjenningsbevegelser og muliggjør god vinge-momentoverføring og tanninngrepssamvirke med giret.

En av hovedfordelene med det her beskrevne dysestråle-vingestyresystem er at systemet er koplet til driften av missilets styringssystem, under utnyttelse av dettes krafttilførsel og styrekomponenter, slik at man unngår utgiftene, kompleksiteten og vekten som er forbundet med et duplikatsystem for dysestråle-vingestyresystemet.

Det inventive system benytter ett styreoppsett, ett programvaresett, ett elektronikksett, ett betjeningsmotorsett og ett batterisett for betjening av såvel missilets styrevinger som dysestråle-vingestyresystemet. Missilets styresystem har således en dobbeltfunksjon, nemlig styring av missilet i flukten og styring under utskytingen. Uten dysestråle-vingesystemet vil missilets styresystemkapasitet ikke bli utnyttet under utskytingen. Det oppnås fullstendig styring og kontroll under alle segmenter av missilets flukt, i fra utskytingen og frem til den avsluttende manøver.

Dysestråle-vingestyresystemet er delt opp i fire uavhengige aksialkvadranter, og hver kvadrant innbefatter en dysestråle-vinge, lagerstrukturen og et tilhørende gir. Samtlige komponenter er samlet i en lastbærende ringstruktur som er dekket med en ytterhud. Eksosstrålen går ut gjennom en dyseforlengende konus som dannes av ringstrukturen og vil strømme mot dysestråle-vingene i drivstrålestrømmen. Selv om systemet her er beskrevet delt opp i fire kvadranter, kan naturligvis tre vinger og tilhørende utstyr benyttes.

I fig. 5,6, og 7 er en del av girtoget 72 vist, montert i en lastbærende bærestruktur 73. Bærestrukturen og et deksel 75 omslutter girtoget for å beskytte det mot varme og påkjenninger. Girtoget, som er en dreiemomentoverførende anordning, bevirker i sin tur at vingen dreier seg ± 25° (opptil et maksimum på 33,5°) om en akse 74, se fig. 4 og 7.

Girtoget innbefatter et drev 80 som har inngrep med to mellomtannhjul 82 og 84 som i sin tur er i inngrep for dreiing av et dreiemomentoverførende tannhjul 86. Tannhjulet 86 er forbundet med et konisk tannhjul 88 som i sin tur er i inngrep med sektortannhjulet 68. Hver kvadrant hai- et lignende girtog. Bærestrukturen 73 er maskinert i en 22,19 aluminiumlegering. Drevet 80, de to mellomtannhjulene 82,84 og det dreiemoment-overførende tannhjul 86 er fremstilt av 13-8 PH CRES med en Melonit-prosess-overflatebehandling.

Husringstrukturen og lagerstrukturen omgir girtoget helt og beskytter dette. De benyttede girlagre er hyllevare. På innsiden av ringstrukturen er det festet en konisk glass-fenol-innsats 75 som termisk isolasjon mot eksosstrålen. En løsgjørbar koplingsmekanisme mellom girtoget og driften til missilens styresystem er også betegnet som drivuttakanordning og innbefatter en aksel 77 som bærer drevet 80 i giret. Denne drevaksel 77 er i sin tur ved hjelp av en kopling 78 sammenkoplet med en annen aksel 76 som har samvirke med tannhjulene i missilets drivsystem.

Koplingen innbefatter en sirkulær adapterplate med fire elliptiske spor som muliggjør akselforskyvning ved integreringen av dysestråle-vingesystemet i missilet, samtidig som den sikrer lett løsgjøring når dysestråle-vingesystemet skal frigjøres og kastes. Dette system som ofte kalles en Cardian-coupling, overfører lett torsjonsbelastninger fra tapper til spor.

Kompakte og relativt billige utførelser av dysestråle-vingestyresystemet er vist

skjematisk i fig. 8. Missilets styresystem er der vist innbefattende et aktiveringselement såsom en motor 90, en drivmekanisme såsom et gir 92, og en dreibar halefinne 94, som svarer til halefinnene som er vist i fig. 1, såsom halefinnene 12 og 14.1 missilskroget ei-det også et navigeringssystem 91 og en energikilde såsom et batteri 93. Som nevnt er dette styresystem en eksisterende del av missilet som benyttes for påvirkning av halefinnene for styring av missilet mot målet. Problemet er som tidligere nevnt at innkomm-

ende offensive missiler gjerne kommer i meget lav høyde for å unngå å bli oppdaget. Mange defensive missiler ombord i fartøyer utskytes imidlertid vertikalt eller i hovedsaken vertikalt, og det er vesentlig at forsvarsmissilene kan manøvreres nedover for avskjæring i en så stor avstand som mulig fra fartøyet. Missilets halefinner gir imidlertid ikke tilstrekkelig styrekraft under utskytingen fordi missilet i disse første sekundene ikke beveger seg fort nok til å oppnå den nødvendige aerodynamiske belastning på halefinnene. Ved imidlertid å plassere vinger i missilets drivstråle oppnås det en tilstrekkelig skyvkraftvektor allerede under utskytingen slik at missilet raskt kan bringes over, dvs. redusere sin stigningsvinkel i utskytingsfasen.

Utnyttelsen av den kraft som allerede er tilgjengelig i missilet, for styring av dysestråle-vingestyresystemet, er oppnådd på en direkte og enkel måte ved hjelp av kraftuttaksanordningen som innbefatter akselen 76 som er plassert i hovedsaken parallelt med missilets lengdeakse. Ved en bakre enden til kraftuttaksakselen er koplingen 78 anordnet. Denne kopling har en drivplate 100 og tilhørende momenttapper 102, en dreven plate 104 og tilhørende momenttapper såsom tappen 108, samt en adapterplate 110. Tappene i drivplaten og den drevne plate går i utsparinger i adapterplaten 110. Disse utsparingene er overdimensjonert slik at de muliggjør lett samvirke med tappene for overføring av dreiemoment med samtidig lett frigjøring i aksialretningen, når dysestråle-vingestyresystemet skal skilles fra missilet ettet utskytingsfasen.

Den drevne plate 104 er festet til den aksel 77 som bærer drevet 80 i giret. Dette arrangement muliggjør at akselen 76 kan overføre dreiemoment til akselen 77, med utligning av skjevheter mellom akslene 76 og 77 og med mulighet for lett fråkopling. Det mekaniske arrangement er meget enkelt, kompakt og effektivt som koplingsmekanisme.

Hvert gir får sin kraft direkte fra missilets styresystem ved hjelp av en respektiv kraftuttaksanordning. En kraftuttaksanordning kopler hver av de fire missil-styresystemdeler til en vinge i dysestråle-vingestyresystemet i samme aksialkvadrant. Missilets styresystem aktiverer halefinnene og de tilkoplede dysestråle-vinger samtidig.

Dysestråle-vingestyresystemet kan knyttes mekanisk til missilstrukturens akterende ved hjelp av en V-klemme. Dysestråle-vingesystemet kan kastes av ved å aktivere pyro-tekniske klemmboltkuttere slik at V-klemmen kan ekspandere radielt og kople løs dysestråle-vingestyresystemet fra missilet. Ved denne løsgjøring vil missilvekten reduseres og drivstrålemotstanden elimineres, med det resultat at missilet får større rekkevidde og slutthastighet.

Huden 44, se fig. 3, til dysestråle-vingestyresystemet kan ha en integrert maskinert frontflens for en V-klemme som glir over bærestrukturen og er festet til denne. Huden og bærestrukturen kan fremstilles av en 2014 aluminiumlegering. De utsatte innerflater kan være belagt med en ablativ, epoksyfylt harpiks for termisk beskyttelse relativt driv-gassene.

Utformingen av systemets hud gjør det mulig å la de fire vingeakselboltene rage utenfor ytterdiameteren, som er på 25,4 cm, med bibehold av lett montering og med tilveiebringelse av en farkost-vekt og -lastoverføring fra den fremre flens til utskytings-anordningen uten å påkjenne giret 72. V-klemmen kan også benyttes for å utøve et tilstrekkelig trykk mot den bakre skjøtforbindelse mot dysestråle-vingestyresystemet for derved å minimalisere den strukturelle ettergivenhet. En stor skott-skjøt-stivhet er nødvendig for å overføre stignings-overbelastninger fra dysestråle-vingestyresystemet til missilet og minimalisere strukturell dynamisk interferens med missilstyringens tilbakemeldingssystem.

Dysestråle-vingestyresystemet representerer en billig bruk- og kastmekanisme for omstilling av høyhastighet-luft til luft-missiler til lavhastighet-overflateutskyting. Samme konsept kan benyttes for ANRAAM-missiler for overflateutskytings-luftforsvarssystemer og kan benyttes for å anvende ASRAAM, Phoenix og standard missiler for overflateutskyting mot luftige lavtflyvende trusler.

Den metodikk som benyttes for styring av en missil under utskytingen er meget enkel og består i at man plasserer de husmonterte, bevegbare vinger 46,48,50 og 52 , fig. 3, i missilets aktre del på en slik måte at vingene vil befinne seg i drivstrålebanen. Huset festes løsgjørbart til missilet, og vingene forbindes med missilets styresystem slik at dette system vil kunne brukes til å bevege vingene under utskytingen samtidig som det beveger missilets halefinner. Det er også ønskelig å benytte en mekanisme såsom eksplosjonsbolter eller en V-klemme for å muliggjøre frigjøring av vingene og huset etter utskytingen.

I operativ drift vil missilet og det tilknyttede dysestråle-vingestyresystem befinne seg i et kogger klart for utskyting. Når en trussel oppdages og missilet skytes ut, kan missilets styresystem virke umiddelbart og effektivt ved å dreiepåvirke vingene opp til ±25° (og til og med mer, opptil ±33° før hosliggende vinger får innbyrdes kontakt). Etter noen få sekunder vil missilet ha lagt seg over og missilets program vil styre fraskillingen av dysestråle-vingestyresystemet, slik at missilet frigjøres fra denne ekstra vekt eller motstand. Deretter vil missilet søke og ødelegge målet på vanlig måte.

Claims (8)

1. Missil med styrefinner (94) og en drivmekanisme (92) for aktivering av styrefinnene, hvor et missiloppførsel-styresystem er tilordnet missilets (10) aktre del og styresystemet innbefatter et hus (44) og et antall vinger (46,48, 50,52) forbundet med huset (44) og beregnet til å plasseres i missilets (10) drivstråle, karakterisert ved en kopling (78) innbefattende et girtog forbundet med drivmekanismen (92) og vingene (46,48,50,52) for samtidig aktivering av vingene ved aktivering av styrefinnene (94).

2. Missil ifølge krav 1, karakterisert ved at koplingen (78) innbefatter en aksel (76), en drivplate (100), en dreven plate (104), dreiemoment-tapper (102,108) og en adapterplate (110). ^> j.

Missilifølge krav 2, karakterisert ved at girtoget innbefatter et mellomtannhjul (82), et drivtannhjul (86), et konisk tannhjul (88) og et sektortannhjul (68).

4. System ifølge krav 1, 2 eller 3, karakterisert ved at det forefinnes fire vinger (46,48,50,52), anordnet med 90° vinkelavstand.

5. Missil ifølge et av de foregående krav, karakterisert ved at styresystemet er løstagbart fra missilet.

6. Missil ifølge krav 5, karakterisert ved en løsgjør-ingsanordning (36,38) tilknyttet missilet (10) og huset (44) for skilling av styresystemet fra missilet.

7. Missil ifølge krav 1, karakterisert ved to lagerbæreelementer (62) og ved et konisk sektortannhjul (68) som bæres direkte av disse lagerbærerelementer.

8. Missil ifølge krav 1, karakterisert ved en løsgjør-ingsanordning (36,38,40,42) forbundet med missilet og huset for skilling av styresystemet fra missilet, to lagerbæreelementer (62), fire vinger (46,48,50,52) anordnet med 90° vinkelavstand, et konisk sektortannhjul (68) som bæres direkte av lagerbæreelementene, et girtog (72) innbefattende et mel lom tannhjul (82), et drivtannhjul (86), et konisk tannhjul (88) og det koniske sektortannhjul (68), og en kopling som innbefatter en aksel, en drivplate (100), en dreven plate (104), dreie-momenttapper (102,108) og en adapterplate (110).