Ruderstellsystem für einen Lenkflugkörper

Beschreibung

[0001] Die Erfindung betrifft ein Ruderstellsystem für einen Lenkflugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.

[0002] 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.

[0003] 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.

[0004] 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.

[0005] Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 gekennzeichenten Merkmale gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

[0006] 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.

[0007] 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.

[0008] 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.

[0009] 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.

[0010] 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.

Ansprüche

1. Ruderstellsystem für einen Lenkflugkörper mit mindestens zwei Rudern und mit zwei zu beiden Seiten der Ruderachsen um den Flugkörperrumpf herum parallel zueinander angeordneten Zahnkränzen, die von mittels Elektromotoren angetriebenen Ritzeln angetrieben werden und ständig umlaufen, dadurch gekennzeichnet, daß auf jede Ruderachse (18) zwei Antriebsräder (11, 17) freilaufend aufgesetzt sind, die jeweils mit einem der Zahnkränze (7, 8) im Eingriff stehen und mit diesen so rotieren, daß sie entgegengesetzte Umlaufrichtungen aufweisen, und daß zwischen den Antriebsrädern (7, 8) eine Kupplungsscheibe (19) angeordnet ist, die jeweils mit einem der Antriebsräder (11, 17) verbindbar ist, wodurch die Ruder (3) in gewünschter Richtung drehbar sind.

2. Ruderstellsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß auf jeder Ruderachse (18) eine Bremse (22) angeordnet ist, die bei ausgerückter Kupplungsscheibe (19) die Ruderachse (18) in jeder beliebigen Stellung der Ruder (3) festsetzt.

3. Ruderstellsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß auf jeder Ruderachse (18) ein Inkrementgeber (23) angeordnet ist, der die jeweilige Stellung der Ruder (3) anzeigt und als Signalgeber für einen Lenkregelkreis dient.

4. Ruderstellsystem nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß vor dem Abschuß des Flugkörpers (1) die Ruder (3) in ihrer Nullage durch Bolzen (24) festgesetzt sind, die beim Start durchgetrennt werden.

5. Ruderstellsystem nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Zahnkränze (7, 8) auf Nadellagern laufen.

6. Ruderstellsystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Flugkörperrohr (1) und den Nadellagern der Zahnkränze (7, 8) Ringe (25) angeordnet sind, deren Material temperaturabhängige Formveränderungen des Triebwerkrohres kompensieren können.

Claims

1. 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.

2. 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.

3. 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.

4. 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.

5. A rudder adjustment system according to Claim 1 to 4, characterised in that the gear rings (7, 8) run on needle bearings.

6. 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.

Revendications

1. Système de régulation de gouvernes destiné à un missile guidé comportant au moins deux gouvernes, et des deux côtés des axes de gouvernes deux couronnes dentées disposées parallèlement l'une par rapport à l'autre autour du fuselage du missile, qui sont entraînées par des pignons entraînés au moyen de moteurs électriques et tournent de façon permanente, caractérisé en ce que deux roues d'entraînement (11, 17) sont montées en rotation libre sur chaque axe (18) de gouverne, chacune d'entre elles étant en prise avec l'une des deux couronnes dentées (7, 8) et tournant avec ces dernières de telle sorte qu'elles effectuent des rotations en sens opposé, et en ce qu'un disque d'embrayage (19) pouvant être relié à l'une des roues d'entraînement (11, 17) est disposé entre les roues d'entraînement (7, 8), moyen par lequel les gouvernes (3) peuvent être pivotées dans la direction souhaitée.

2. Système de régulation de gouvernes selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un frein (22) est disposé sur chaque axe (18) de gouverne qui, lorsque le disque d'embrayage (19) est débrayé, immobilise l'axe (18) de gouverne dans n'importe quelle position des gouvernes (3).

3. Système de régulation de gouvernes selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'un capteur incrémentiel (23) est disposé sur chaque axe (18) de gouverne, lequel indique la position des gouvernes (3) et sert de transmetteur de signaux pour un circuit de régulation de guidage.

4. Système de régulation de gouvernes selon les revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, avant le lancement du missile (1), les gouvernes (3) sont immobilisées dans leur position zéro par des axes (24) qui sont désolidarisés lors du lancement.

5. Système de régulation de gouvernes selon les revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les couronnes dentées (7, 8) se déplacent sur des roulements à aiguilles.

6. Système de régulation de gouvernes selon la revendication 5, caractérisé en ce que des bagues (25) sont disposées entre le tube du missile (1) et les roulements à aiguilles des couronnes dentées (7, 8), dont le matériau peut compenser des modifications de forme du tube du propulseur dépendant de la température.

Zeichnung