Einrichtung zum aerodynamischen Steuern von Flugkörpern Die Erfindung
bezieht sich auf eine Einrichtung zum aerodynamischen Steuern von Flugkörpern mit
Hilfe von zwei getrieblich miteinander verbundenen zweiflügehgen Flügelrädern, die
vom Luftstrom angetrieben werden und die stillsetzbar sind, wobei ein Flügel eines
der stillgesetzten Flügelräder als Störfläche (Spoiler) in den Luftstrom an einem
Flugkörperflügel ragt.Device for the aerodynamic control of missiles The invention
relates to a device for aerodynamic control of missiles with
With the help of two geared, double-bladed impellers that
are driven by the air flow and which can be shut down, one wing of a
the stopped impellers as a disruptive surface (spoiler) in the air flow on one
Missile wing protrudes.
Es sind derartige Einrichtungen vorgeschlagen .worden, bei denen zwei
Flügelräder, deren Achsen ,zueinander parallel verlaufen, an einem relativ dünnen
Flugkörperflügel angeordnet sind, wobei die Flügelräder in gegenüberliegende Ausnehmungen
des Flugkörperflügels eintauchen. Der Abstand der Achse der Flügelräder ist dabei
annähernd gleich dem Durchmesser eines Flügelrades bzw. der Dicke des Flugkörperflügels.
Die Flügel der Flügelräder und ihre Achse müssen biegesteif sein und können deshalb
nicht beliebig dünn ausgeführt werden. Bei dünnen Flugkörperflügeln läßt sich die
genannte Anordnung, nicht mehr realisieren, weil im Grenzfall Breite und Dicke der
Flügelräder gleich groß werden und sich dann keine Steuerung durch Störflächen
mehr erreichen läßt. Auch wenn dieser Grenzfall noch nicht ganz erreicht ist, haben
die genannten Einrichtungen eine ungünstig große Längserstreckung.Such devices have been proposed in which two impellers, the axes of which are parallel to one another, are arranged on a relatively thin missile wing, the impellers dipping into opposing recesses of the missile wing. The distance between the axis of the impellers is approximately equal to the diameter of an impeller or the thickness of the missile wing. The blades of the impellers and their axis must be rigid and can therefore not be made arbitrarily thin. In the case of thin missile wings, the above-mentioned arrangement can no longer be implemented, because in the borderline case the width and thickness of the impellers become the same size and control by means of interfering surfaces can then no longer be achieved. Even if this limit case has not yet been fully reached, the devices mentioned have an unfavorably large longitudinal extension.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine derartige Einrichtung
so auszubilden, daß sie an einem Flugkörperflügel relativ geringer Dicke anwendbar
ist. Die Einrichtung soll ferner insbesondere an der stumpfen Hinterkante eines
Flugkörperflügels, beispielsweise eines Tragflügels einer Flosse oder eines Ruders,
anbaubar sein. Ein schädlicher Druckausgleich von der Druckseite zur Sogseite des
Flugkörperflügels darf nicht auftreten.The invention is based on the object of such a device
to be designed so that they can be used on a missile wing of relatively small thickness
is. The device should also in particular on the blunt rear edge of a
Missile wing, for example a wing of a fin or a rudder,
be cultivable. A harmful pressure equalization from the pressure side to the suction side of the
Missile wing must not occur.
Bei einer Einrichtung zum aerodynamischen Steuern von Flugtörpern
mit Hilfe von zwei getrieblich miteinander verbundenen und an einer stumpfen Hinterkante
eines relativ dünnen Flugkörperflügels angeordneten zweiflügeligen Flügelrädern,
die vom Luftstrom angetrieben werden und die stillsetzbar sind, wobei ein Flügel
eines stillgesetzten Flügelrades als Störfläche (Spoiler) in den Luftstrom ragt,
ist diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Flügelräder mit ineinander
kämmenden Flügeln angeordnet sind und ein sich über die ganze Länge der Flügelräder
erstreckender Bremskörper vorgesehen ist, der in seinen Bremsstellungen an der Hinterkante
des Flugkörperflügels und wechselweise an einer der Flügelkanten eines gebremsten
Flügelrades anliegt.In a device for the aerodynamic control of missiles
with the help of two geared interconnected and on a blunt rear edge
a relatively thin missile wing arranged two-winged impellers,
which are driven by the air flow and which can be shut down, with a wing
of a stopped impeller protrudes into the air flow as a disruptive surface (spoiler),
this object is achieved according to the invention in that the impellers with one another
intermeshing blades are arranged and one extends over the entire length of the impellers
extending brake body is provided, which is in its braking positions on the rear edge
of the missile wing and alternately on one of the wing edges of a braked one
Impeller rests.
Gegenüber dem älteren Vorschlag ist damit erreichbar, daß bei einer
gleich großen als Spoiler wirk" samen Fläche eines Radflügels und gleicher Dick'
des Flugkörperflügels nur- die halbe Baulänge für die
Einrichtung erfo
. rderlich ist.Compared to the older proposal is thus achieved that at an equal more than spoiler "seed surface of a Radflügels and same thickness' of the missile wing only- half the overall length of the device erfo. Is conducive.
Nach einer Weiterbildung der Erfindung ist zum ,wechselweisen Feststellen
des oberen oder des unteren Flügelrades ein Bremskörper vorgesehen, der als ein
um seine Längsmittellinie geknickter Anker eines Relais ausgebildet ist. Bei fehlendem
Steuerkommando ist dieser Bremskörper von den Flügelrädern angetrieben und spielt
zwischen seinen Endlagen.According to a further development of the invention, alternate fixing
the upper or the lower impeller provided a brake body, which as a
is formed around its longitudinal center line bent armature of a relay. If there is no
Control command, this brake body is driven by the impellers and plays
between its end positions.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt.
Es zeigt F i g. 1 einen in seiner Länge und Tiefe stark verkürzt dargestellten
Flugkörperflügel in schräger Parallelprojektion mit Flügelradspoilern an der stumpfen
Hinterkante des Flugkörperflügels, F i g. 2 eine Seitenansicht des Flugkörperflügels
und der Flügelradspoiler.An exemplary embodiment of the invention is shown in the drawing. It shows F i g. 1 shows a missile wing, shown greatly shortened in its length and depth, in an oblique parallel projection with impeller spoilers on the blunt trailing edge of the missile wing, FIG. Figure 2 is a side view of the missile wing and impeller spoiler.
Am Flugkörperflügel 1, der eine stumpfe Hinterkante 2 mit einer
ebenen Fläche 3 aufweist, sind parallel zur Hinterkante 2 des Flugkörperflügels
zwei ineinander kämmende zweiflügelige Flügelräder 7
und 8 angeordnet,
die mit Zahnrädern 9 bis 12 getrieblich miteinander verbunden sind. Der Abstand
der Lagerzapfen 20 der Flügelräder 7 und 8 von der stumpfen Hinterkante
2 des Flugkörperflügels ist dabei größer als die halbe Flügeltiefe der Flügelräder,
so daß zwischen der stumpfen Hinterkante 2 des Flugkörperflügels und der
vorderen Kante 22 eines parallel zur Flügelebene des Flugkörpers stehenden Flügelrades
8 ein Luftspalt 4 vorhanden ist. Die Endverkleidungen und Befestigungsmittel
des Flugkörperflügels 1 wurden zur Vereinfachung der Darstellung weggelassen.
An den beiden Enden des Flugkörperflügels 1 sind mit Schrauben
6 Laschen 17 und 18 befestigt, die Bohrungen 19 aufweisen,
in denen
ein Bremskörper 13 und Flügelräder 7 und
8 mittels der an ihren Stirnflächen angebrachten Zapfen 20 und 21 gelagert
sind. Der Bremskörper 13.- der sich über die ganze Länge der Flügelräder
7 und 8 erstreckt, ist derart am Flugkörperflügel 1 gelagert,
daß er wechselweise in der Verlängerung der oberen Fläche 14 und der unteren Fläche
15 des Flugkörperflügels 1 in Richtung'auf die-Flügelräder
7 und 8 beweglich ist und dabei den Luftspalt 4 zwischen der ebenen
hinteren Fläche 3 des Flugkörperflügels 1 und dem gebremsten Flügelrad7-oder
8 schließt. Der Bremskörper 13 ist um seine Längsmittellinie 24 geknickt
und als Relaisanker ausgebildet. Er wird von nicht dargestellten elektromagnetischen
Einrichtun-, gen in bekannter Weise betätigt- - '- -
Der Antrieb der Flügelräder
in Richtung der Pfeile A erfolgt durch Luftkräfte, die in der gezeichneten
Stellung auf ein parallel zu einer Ebene des Flugkörperflügels ausgerichtetes Flügelrad
8 und ein im Luftstrom stehendes, quer zu den Flächen des Flugkörperflügels
ausgerichtetes Flügelrad-7 wirken. Das von beiden Flügelrädem aufgebrachte Drehmoment
ist dabei größer und die Umlaufgeschwindigkeit der Flügelräder kürzer als bei Spoilem
gleicher Längserstreckung, deren Flügelräder nicht ineinander kämmen. Die getrieblich
über die Zahnräder 9 bis 12 miteinander verbundenen Flügelräder werden mit
Hilfe des Bremskörpers 13 in der gezeichneten Lage oder in der mit unterbrochenen
Linien dargestellten Lage wechselweise festgehalten. Dies geschieht mit einer elektromagnetischen
Einrichtung, die nicht dargestellt und nicht Gegenstand der Erfindung ist. Soll
kein Steuerkommando gegeben werden, so wird die elektromagnetische Einrichtung bei
rotierenden Elügelrädern nicht oder m* beiden Auslenkrichtungen des Bremskörpers
mit gleich langen Impulsen erregt.On the missile wing 1, which has a blunt trailing edge 2 with a flat surface 3 , two intermeshing double-bladed impellers 7 and 8 are arranged parallel to the trailing edge 2 of the missile wing and are connected to one another by gears 9 to 12. The distance between the bearing pin 20 of the vanes 7 and 8 from the blunt trailing edge 2 of the missile wing is greater than half the wing depth of the vanes, so that between the blunt trailing edge 2 of the missile wing and the front edge 22 of an impeller 8 that is parallel to the plane of the wing of the missile an air gap 4 is present. The end panels and fasteners of the missile wing 1 have been omitted for simplicity of illustration. At the two ends of the missile wing 1 6 lugs 17 and 18 are fastened with screws, which have bores 19 in which a brake body 13 and impellers 7 and 8 are mounted by means of pins 20 and 21 attached to their end faces. The braking body 13.- which extends over the entire length of the impellers 7 and 8 is mounted on the missile wing 1 in such a way that it alternates in the extension of the upper surface 14 and the lower surface 15 of the missile wing 1 in the direction of the impellers 7 and 8 is movable and thereby closes the air gap 4 between the flat rear surface 3 of the missile wing 1 and the braked impeller 7 or 8. The brake body 13 is bent about its longitudinal center line 24 and designed as a relay armature. It is actuated in a known manner by electromagnetic devices (not shown) - '- - The impellers are driven in the direction of arrows A by air forces which, in the position shown, act on an impeller 8 and an impeller aligned parallel to a plane of the missile wing Impeller-7 standing in the air flow and oriented transversely to the surfaces of the missile wing act. The torque applied by both impellers is greater and the speed of rotation of the impellers is shorter than with spoilers of the same length and whose impellers do not mesh with one another. The impellers connected to one another by gearwheels 9 to 12 are alternately held with the aid of the brake body 13 in the position shown or in the position shown with broken lines. This is done with an electromagnetic device, which is not shown and is not the subject of the invention. If no control command is to be given, the electromagnetic device is not energized with rotating elbow wheels or in both directions of deflection of the brake body with pulses of the same length.