DE1268981B

DE1268981B - Mushroom-shaped flight body with a two-part fairing that is rotationally symmetrical with respect to its central axis

Info

Publication number: DE1268981B
Application number: DEP1268A
Authority: DE
Inventors: Michel Lazareff
Original assignee: Nord Aviation Societe Nationale de Constructions Aeronautiques
Current assignee: Nord Aviation Societe Nationale de Constructions Aeronautiques
Priority date: 1962-04-20
Filing date: 1962-09-17
Publication date: 1968-05-22

Description

Pilzförmiger Flugkörper mit einer zweiteiligen, in bezug auf seine Mittelachse rotationssymmetrischen Verkleidung Die Erfindung bezieht sich auf einen pilzförmigen Flugkörper mit einer zweiteiligen, in bezug auf seine Mittelachse rotationssymmetrischen Verkleidung, die zwischen ihrem oberen und unteren Teil einen Ringkanal als Einlauf für die Luft zu einem konzentrisch angeordneten Antriebsaggregat bildet, das sie mit erhöhter Geschwindigkeit durch den unteren Verkleidungsteil senkrecht nach unten ausbläst.Mushroom-shaped missile with a two-part, with respect to its Central axis rotationally symmetrical cladding The invention relates to a Mushroom-shaped missile with a two-part, rotationally symmetrical with respect to its central axis Cladding that has an annular channel as an inlet between its upper and lower part for the air to a concentrically arranged drive unit that they at increased speed through the lower part of the fairing vertically downwards blows out.

Bei den bekannten pilzförmigen Flugkörpern besteht keine Schwierigkeit, Gleichgewicht zu halten, solange sie sich in stationärer Lage in absolut ruhiger Luft befinden. Da alle wirksamen Kräfte in vertikaler Richtung verlaufen, ist die Resultierende aus den Tragkräften und dem Gewicht gleich Null; ebenso verschwindet das resultierende Drehmoment um den Schwerpunkt.With the known mushroom-shaped missiles there is no difficulty Maintain balance as long as they are in a stationary position in absolutely calm Air. Since all effective forces run in the vertical direction, the Resultant from the load-bearing forces and the weight is zero; likewise disappears the resulting torque around the center of gravity.

Die Schwierigkeiten treten auf bei Relativbewegungen zwischen Flugkörper und Luft, die entweder von einer absichtlichen Steuerbewegung des Flugzeugführers oder von einer Luftbewegung (Bö) herrühren können.The difficulties arise with relative movements between missiles and air, either from an intentional steering movement by the pilot or from an air movement (gust).

Während es verhältnismäßig einfach ist, die Rückwirkung horizontaler Kräfte durch bekannte Maßnahmen wie Ablenkplatten in der Austrittsströmung vom Antriebsaggregat auszusteuern, trifft dies für das Aussteuern der Drehmomente nicht zu. Die Untersuchungen zeigen, daß das zum Ausgleich des Drehmoments erforderliche Rudermoment sehr wichtig ist und eine Hilfskraftquelle erfordern würde, die an einem langen Hebelarm wirkt.While it is relatively easy, the feedback is more horizontal Forces by known measures such as baffles in the outlet flow from the drive unit control, this does not apply to the control of the torques. The investigations show that the rudder torque required to balance the torque is very important and would require a source of auxiliary power acting on a long lever arm.

Aufgabe der Erfindung ist daher, einen pilzförmigen Flugkörper zu schaffen, bei dem entweder kein Drehmoment auftritt, das ausgeglichen werden muß, oder nur ein so schwaches Drehmoment entsteht, daß keine äußere Kraftquelle zum Ausgleich erforderlich ist. Dabei soll, falls es erforderlich ist, die Neigung des Flugkörpers für beliebige Translationsgeschwindigkeiten auf Null gehalten werden können.The object of the invention is therefore to provide a mushroom-shaped missile create where either no torque occurs that has to be compensated, or only such a weak torque that there is no external power source for the Compensation is required. If necessary, the inclination of the Missile can be kept at zero for any translation speeds can.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß der Luftführungskanal so gestaltet, daß die resultierende Luftkraft infolge seitlicher Anströmung durch den Schwerpunkt des Flugkörpers geht.According to the invention, the air duct is used to achieve this object designed so that the resulting air force as a result of a lateral flow through the center of gravity of the missile goes.

Zur Steuerung des Flugkörpers mittels einer in die Austrittsströmung des Antriebsaggregats eingebauten Vorrichtung zur Strahiablenkung wird weiter vorgeschlagen, daß die Ablenkvorrichtung ihren Druckmittelpunkt im Schwerpunkt des Flugkörpers hat und um jenen mit zwei Freiheitsgraden schwenk-bzw. drehbar ist. Bekannte Ablenkvorrichtungen sind jeweils nur um eine Achse schwenkbar, haben also nur einen Freiheitsgrad. Weitere vorteilhafte Ausbildungen der Ablenkvorrichtung im Rahmen der Erfindung sind in den Unteransprüchen 3 und 4 gekennzeichnet.To control the missile by means of an in the outlet flow the drive unit built-in device for beam deflection is further proposed, that the deflector has its center of pressure in the center of gravity of the missile has and to those with two degrees of freedom swivel or. is rotatable. Known deflectors can only be swiveled around one axis, so they only have one degree of freedom. Further Advantageous designs of the deflection device within the scope of the invention are shown in the dependent claims 3 and 4 characterized.

Hat der Flugkörper klassische Leitwerke, so wird deren Anordnung zweckmäßigerweise so gewählt, daß sein Zentralkörper am unteren freien Ende die Ruder trägt.If the missile has classic tail units, their arrangement is expedient chosen so that its central body carries the oars at the lower free end.

Eine zweckmäßige Fesselung des Flugkörpers im Rahmen der Erfindung ist im Unteranspruch 6 gekennzeichnet.An appropriate restraint of the missile within the scope of the invention is characterized in dependent claim 6.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist an Hand der Zeichnung nachstehend beschrieben. Es zeigt F i g. 1 einen axialen Vertikalschnitt eines klassischen Flugkörpers ohne Strahlablenkvorrichtung, F i g. 2 einen Flugkörper ähnlich der F i g. 1 unter der Einwirkung einer Bö, F i g. 3 und 4 die Flugkörper der F i g. 1 und 2 mit einer Vorrichtung zur Strahlablenkung, F i g. 5 einen Flugkörper nach der Erfindung mit unveränderlicher Horizontallage, F i g. 6 und 7 je eine Ausbildung der Ablenkvorrichtung.An embodiment of the invention is shown below with reference to the drawing described. It shows F i g. 1 shows an axial vertical section of a classic missile without beam deflection device, FIG. 2 shows a missile similar to FIG. 1 under the action of a gust, F i g. 3 and 4 the missiles of FIG. 1 and 2 with a Device for beam deflection, FIG. 5 with a missile according to the invention unchangeable horizontal position, F i g. 6 and 7 each show an embodiment of the deflection device.

An Hand der F i g. 1 bis. 4 sei zunächst die Problemstellung behandelt.On the basis of FIG. 1 to. 4 the problem will be dealt with first.

Die gegenwärtig bekannten Flugkörper sind von dem Typ, der in F i g. 1 dargestellt ist. Das Antriebsaggregat besteht aus einer Anzahl von einfachen Luftschrauben 1, die um die Mittelachse 2 innerhalb eines äußeren Ringes 3 angeordnet sind. Jede Luftschraube 1 liefert einen vertikal gerichteten Schub T1, dessen Resultierende bei im Gleichgewicht befindlichem Flugkörper dem Betrag nach gleich dessen Gewicht mg und diesem entgegengesetzt gerichtet ist. Die Luftschrauben können auch durch Strahltriebwerke ersetzt werden.The presently known missiles are of the type shown in FIG G. 1 is shown. The drive unit consists of a number of simple propellers 1, which around the central axis 2 within an outer Ring 3 are arranged. Each propeller 1 provides a vertically directed one Thrust T1, the resultant of which when the missile is in equilibrium is the Amount equal to whose weight is mg and opposite to this. the Propellers can also be replaced by jet engines.

Der Einfachheit halber sei nun angenommen, daß der Flugkörper nur eine einzige Luftschraube besitzt. In F i g. 2 bewegt er sich in ruhender Luft horizontal nach links, oder, was gleichbedeutend ist, er wird von links angeströmt. Infolge der Relativbewegung hat die Begrenzung der Stromröhre die in F i g. 2 angegebene Form.For the sake of simplicity, it is now assumed that the missile only owns a single propeller. In Fig. 2 it moves horizontally in still air to the left, or, what is equivalent, it is flown from the left. As a result the relative movement, the limitation of the flow tube has the same as in FIG. 2 specified Shape.

Nach dem Impulssatz wirkt auf den Flugkörper eine resultierende Kraft R, die sich zusammensetzt aus dem Rückstoß -m' V; des Austrittsimpulses und dem Schub ni V, des Eintrittsimpulses der Strömung oberhalb der Verkleidung. Hierbei ist m' die in der Zeiteinheit bewegte Luftmasse und V ihre Augenblicksgeschwindigkeit. Da die resultierende Kraft R geneigt ist, befindet sich der Flugkörper weder kräftemäßig noch in bezug auf Drehmomente im Gleichgewicht; es entsteht ein Moment M.According to the principle of momentum, a resultant force acts on the missile R, which is composed of the recoil -m 'V; of the exit pulse and the Thrust ni V, the momentum of entry of the flow above the fairing. Here m 'is the air mass moved in the unit of time and V is its instantaneous velocity. Since the resulting force R is inclined, the missile is neither in terms of force still in terms of torques in equilibrium; there is a moment M.

Man sieht, daß eine notwendige Bedingung für das Kräftegleichgewicht darin besteht, daß die Horizontalkomponente W V, oberhalb der Verkleidung durch eine entgegengesetzt gerichtete Komponente der Austrittsströmung kompensiert wird. Diese Komponente kann im Prinzip auf zwei Arten erzeugt werden: a) durch Neigung des gesamten Flugkörpers gegen die Relativströmung (F i g. 3), b) durch Ablenkung der Austrittsströmung durch ein Schaufelgitter oder eine andere Ablenkvorrichtung (F i g. 4).It can be seen that a necessary condition for the equilibrium of forces is that the horizontal component W V, above the cladding through an oppositely directed component of the outlet flow is compensated. This component can in principle be created in two ways: a) by inclination of the entire missile against the relative flow (Fig. 3), b) by deflection the outlet flow through a vane grille or other deflector (Fig. 4).

Zu a) Wenn man den gesamten Flugkörper gegen die Relativströmung neigt (F i g. 3), verursacht der Schub m' V; vom Luftstrahl der Schraube einen Rückstoß -WV;, dessen Horizontalkomponente für einen vorgegebenen Neigungswinkel dem Schub m' V, der Eintrittsströmung entgegengesetzt gleich ist.To a) If the entire missile is inclined against the relative flow (Fig. 3), the thrust causes m 'V; a recoil from the air jet of the screw -WV;, the horizontal component of which corresponds to the thrust for a given angle of inclination m 'V, which is opposite to the inlet flow.

Zu b) Wenn man die untereinander parallelen Ablenkplatten 4 eines ständig horizontal gehaltenen Gitters, das in der Austrittsströmung liegt, so richtet (F i g. 4), daß die Ablenkplatten gegen die Relativströmung angestellt sind, ist der Schub des austretenden Luftstrahls gleich m' V;, und der Rückstoß - m' V; liefert für einen bestimmten Anstellwinkel der Ablenkplatten wieder eine Komponente, die den Schub W V, der Eintrittsströmung kompensiert.Regarding b) If the deflector plates 4, which are parallel to one another and of a grid that is constantly held horizontally and located in the outlet flow, are aligned (Fig. 4) so that the deflector plates are positioned against the relative flow, the thrust of the emerging air jet is equal to m 'V;, and the recoil - m 'V; provides a component for a certain angle of incidence of the deflector plates which compensates for the thrust W V of the inlet flow.

In beiden Fällen wird aber das Moment M um den Schwerpunkt G nicht zum Verschwinden gebracht. Die Untersuchungen zeigen, daß die Beseitigung dieses Drehmoments M um G nur durch Verwendung einer Hilfsantriebsschraube gelingt, die an einem langen Hebelarm wirkt.In both cases, however, the moment M about the center of gravity G is not made to disappear. Research shows that eliminating this Torque M to G can only be achieved by using an auxiliary drive screw, which acts on a long lever arm.

Zwar könnte bei der Lösung nach F i g. 3 das Gleichgewicht des Drehmoments theoretisch dadurch erzielt werden, daß der Schwerpunkt auf der Achse der Luftschraube so weit angehoben wird, bis er auf der Resultierenden R liegt, dies würde aber in Wirklichkeit eine Massenverteilung voraussetzen, die mit vernünftigem Auswand nicht erreichbar ist. Außerdem sind die für das Kräftegleichgewicht notwendigen Neigungen des Flugkörpers abhängig von der Translationsgeschwindigkeit oder der Stärke der Böen. Solche Neigungen sind störend und würden zur Steuerung die Ausstattung mit einem künstlichen Horizont erfordern. Schließlich schwankt die auf den Flugkörper bezogene Höhe der Wirkungslinie des Schubes rri V" erheblich mit der Geschwindigkeit, so daß das Anheben des Schwerpunkts nur für eine ganz bestimmte Geschwindigkeit Gleichgewicht ergeben würde.It is true that in the solution according to FIG. 3 the balance of torque theoretically achieved by having the center of gravity on the axis of the propeller is raised until it lies on the resultant R, but this would be in Reality presuppose a mass distribution, which with reasonable expenditure does not is attainable. In addition, there are the inclinations necessary for the equilibrium of forces of the missile depending on the translational speed or the strength of the Gusts. Such tendencies are annoying and would be used to control the equipment with require an artificial horizon. Eventually the swaying on the missile related height of the line of action of the thrust rri V "significantly with the speed, so that the raising of the center of gravity is only for a very specific speed Equilibrium.

Die Lösung nach F i g. 4 vermeidet zwar jede Neigung des Flugkörpers, ist. aber wegen ihrer Auswirkung auf die Schwerpunktlage noch weniger zur Herstellung des Momentengleichgewichts geeignet. Aus der Figur ist zu entnehmen, daß bei dieser Lösung das auszugleichende Moment bei Verschiebung des Schwerpunkts G längs der Symmetrieachse konstant bleibt.The solution according to FIG. 4 avoids any inclination of the missile, is. but because of their effect on the center of gravity, even less for manufacturing of the equilibrium of moments. From the figure it can be seen that in this Solution the moment to be compensated when shifting the center of gravity G along the The axis of symmetry remains constant.

Die Verkleidung, die in F i g. 5 dargestellt ist, hat äußerlich die Form eines Pilzes. Sie besteht aus zwei voneinander getrennten Teilen, einem oberen Teil 10 und einem unteren Teil 11. Der obere Teil 10 trägt einen Zentralkörper 12, der untere Teil 11 besitzt die Form eines Kreisringes, der sich nach unten erweitert. Alle diese Teile sind rotationssymmetrisch zur Mittelachse 13. Die beiden Teile 1.0 und 11 der Verkleidung sind untereinander durch nicht eingezeichnete profilierte Querstreben verbunden.The fairing shown in FIG. 5 is outwardly in the shape of a mushroom. It consists of two separate parts, an upper part 10 and a lower part 11. The upper part 10 carries a central body 12, the lower part 11 has the shape of a circular ring which widens downwards. All these parts are rotationally symmetrical to the central axis 13. The two parts 1.0 and 11 of the cladding are connected to one another by profiled cross struts, not shown.

Als Antrieb dient eine Luftschraube 14, die im Innern des unteren Verkleidungsteils 11 läuft und von einem Motor 22 angetrieben wird. Eine Nutzlast 21 ist über dem Motor angedeutet.A propeller 14, which runs in the interior of the lower cladding part 11 and is driven by a motor 22, serves as the drive. A payload 21 is indicated above the engine.

Der freie Ringkanal 15 zwischen dem oberen Teil 10 und dem unteren Teil 11 der Verkleidung bildet den Einlauf der Luft zur Luftschraube 14. Die Wände des Ringkanals 15 sind auf beiden Teilen 10 und 11 der Verkleidung so ausgebildet, daß die resultierende Luftkraft der Strömung oberhalb der Luftschraube 14 in allen Fluglagen durch den Schwerpunkt G des Flugkörpers geht oder in unmittelbarer Nähe des Schwerpunkts die Mittelachse 13 trifft. Wenn der Flugkörper einer Bö ausgesetzt ist, die in F i g. 5 von links kommt, muß folglich der Schub m' V, des zwischen den beiden Linien L und L, verlaufenden Luftstroms durch den Schwerpunkt G gehen oder in dessen unmittelbarer Nähe die Mittelachse 13 treffen. Das Drehmoment um den Schwerpunkt G ist also immer gleich Null oder so hinreichend klein, daß er mit normalen Rudern ohne eine äußere Kraftquelle kompensiert werden kann.The free ring channel 15 between the upper part 10 and the lower part 11 of the fairing forms the inlet of the air to the propeller 14. The walls of the ring channel 15 are formed on both parts 10 and 11 of the fairing so that the resulting air force of the flow above the Propeller 14 goes through the center of gravity G of the missile in all flight positions or hits the central axis 13 in the immediate vicinity of the center of gravity. When the missile is exposed to a gust, which is shown in FIG. 5 comes from the left, consequently the thrust m ' V of the air flow running between the two lines L and L must pass through the center of gravity G or meet the central axis 13 in its immediate vicinity. The torque around the center of gravity G is therefore always zero or sufficiently small that it can be compensated for with normal oars without an external power source.

Im Schwerpunkt G ist eine Ablenkvorrichtung zur Aufhebung bzw. Erzeugung einer horizontalen Schubkomponente angeordnet, jenachdem, obdieEinwirkung einer Bö kompensiert werden soll, um den Flugkörper in der Ruhelage zu halten, oder ob man ihn fortbewegen möchte. Diese Vorrichtung besteht aus einem Gitter 16 von Umlenkplatten 17 (F i g. 6, 7), die die Richtung des austretenden Schubs m371 verändern, wie es bei den bekannten Vorrichtungen der Fall ist.In the center of gravity G is a deflection device for canceling or generating a horizontal thrust component, depending on whether the action of a Gust should be compensated in order to keep the missile in the rest position, or whether you want to move it. This device consists of a grid 16 of baffles 17 (F i g. 6, 7), which change the direction of the exiting thrust m371, as it is the case with the known devices.

Die untereinander parallelen Umlenkplatten 17 können entweder in einem ringförmigen Rahmen 18 fest montiert sein (F i g. 6) oder jede für sich um eine zur Mittelachse 13 senkrechte Achse schwenkbar sein (F i g. 7). Im ersten Fall ist der Rahmen 18 um den Schwerpunkt G mit zwei Freiheitsgraden drehbar. Im zweiten Fall sind die getrennt beweglichen Umlenkplatten 17 jeweils um ihre eigene Achse im Zapfen drehbar gelagert, und die Einheit 19 als Ganzes ist um die Mittelachse 13 drehbar.The mutually parallel deflection plates 17 can either be in one ring-shaped frame 18 can be fixedly mounted (FIG. 6) or each around one the axis perpendicular to the central axis 13 can be pivoted (FIG. 7). In the first case is the frame 18 is rotatable about the center of gravity G with two degrees of freedom. In the second In the case of the separately movable deflection plates 17 are each around their own axis rotatably mounted in the pin, and the unit 19 as a whole is about the central axis 13 rotatable.

Das Steuermoment, das bei einer gewollten Neigungsänderung gleich dem Trägheitsmoment ist, kann, solange die Winkelbeschleunigungen, die kompensiert oder erzeugt werden müssen, klein sind, durch klassische Ruder 20 (Höhenruder und Seitenruder) erzielt werden, die am unteren freien Ende des Zentralkörpers 12 im Strahl der Luftschraube 14 angeordnet sind.The control torque that is the same for a desired change in inclination the moment of inertia, as long as the angular accelerations that compensated or must be generated, are small, by classic rudders 20 (elevator and Rudder) can be achieved at the lower free end of the central body 12 in the Beam of the propeller 14 are arranged.

Am unteren Teil 11 der Verkleidung ist ein Fahrgestell 32 angedeutet. Der Flugkörper kann schließlich am Boden oder auf einem Schiff mittels am unteren Teil 11 seiner Verkleidung angreifender Seile gefesselt werden.A chassis 32 is indicated on the lower part 11 of the cladding. The missile can finally be on the ground or on a ship by means of the lower Part 11 of his disguise are tied to attacking ropes.

Die Wirkungsweise Die einzige Auswirkung der in F i g. 5 von links kommenden Bö besteht in einem in der horizontalen Ebene wirkenden Schub m' Vo, der im Schwerpunkt G des Flugkörpers angreift, da die Verkleidung die Drehmomente um G kompensiert. Dieser Schub, der eine entsprechende horizontale Relativbewegung auslösen müßte, wird durch Bewegen des Ablenkgitters 16 kompensiert, und zwar entweder unmittelbar durch Hand- oder Fernsteuerung oder durch eine Selbststeuerung. Durch das Gitter wird eine entgegengesetzte Komponente -m'V; - sin 0 = -m'Vo erzeugt. Die Horizontallage des Flugkörpers bleibt dabei unverändert.The mode of action The only effect of the in F i g. 5 gust coming from the left consists of a thrust m ' Vo acting in the horizontal plane, which acts in the center of gravity G of the missile, since the fairing compensates for the torques by G. This thrust, which would have to trigger a corresponding horizontal relative movement, is compensated for by moving the deflection grille 16, either directly by hand or remote control or by self-control. An opposite component -m'V; - sin 0 = -m'Vo generated. The horizontal position of the missile remains unchanged.

Außerdem kann die Verkleidung so konstruiert werden, daß der Schub m' VO der Bö ein kopflastiges Längsmoment um den Schwerpunkt G hervorruft. Wenn der Flugkörper sich zu neigen beginnt, besteht die Tendenz, daß die Horizontalkomponente - m' V; - sin 0 den Schub m' Va der Bö kompensiert, die Neigung des Flugkörpers also verringert.In addition, the fairing can be constructed in such a way that the thrust m 'VO of the gust creates a top-heavy longitudinal moment around the center of gravity G. As the missile begins to lean, the horizontal component tends to - m 'V; - sin 0 compensates for the thrust m ' Va of the gust, thus reducing the inclination of the missile.

Die Stabilität der Fluglage, gerade bei Böen, ist von besonderer Bedeutung bei gefesselten Flugkörpern. Wenn eine Bö von links kommt, wird das linke der nicht eingezeichneten, am unteren Teil 11 der Verkleidung angreifenden Seile stärker gespannt als das rechte. Dieser Effekt bewirkt durch die Elastizität der Halteseile eine merkliche Neigungsänderung des Flugkörpers und zwingt normalerweise dazu, die Halteseile so überzudimensionieren, daß auch für größte Windstärke ein Zerreißen mit Sicherheit ausgeschlossen ist. Durch die pilzförmige Verkleidung wird aber der Schub m' V, der Bö auf die Wirkungslinie der Kraftkomponente -m' V, geführt, die durch den Ausschlag der Umlenkplatten 17 erzeugt wird. Die Kräfte sind also im Gleichgewicht,, und a) die Spannung der Halteseile ist in Luv und Lee die gleiche und die Neigung des Flugkörpers konstant gleich Null; b) die möglicherweise auftretende überlastung der Halteseile ist ein Minimum, weil für beliebigen Seitenwind die Zugspannung in allen Seilen gleich ist.The stability of the flight attitude, especially with gusts, is of particular importance with tethered missiles. If a gust comes from the left, the left of the ropes (not shown) that attack the lower part 11 of the cladding will be more tense than the right. Due to the elasticity of the holding ropes, this effect causes a noticeable change in the inclination of the missile and normally forces the holding ropes to be oversized in such a way that tearing is definitely ruled out even when the wind is very strong. Through the mushroom-shaped cladding, however, the thrust m 'V, the gust on the line of action of the force component -m' V, which is generated by the deflection of the deflection plates 17. The forces are thus in equilibrium, and a) the tension of the tethers is the same in windward and leeward areas and the inclination of the missile is constantly zero; b) the possible overloading of the holding ropes is a minimum, because the tensile stress in all ropes is the same for any cross wind.

Claims

Claims: 1. Mushroom-shaped missile with a two-part, with respect to its central axis rotationally symmetrical cladding that is between its upper and lower part an annular channel as an inlet for the air to one concentrically arranged drive unit forms, which they at increased speed blows out vertically downwards through the lower cladding part, characterized in that that the air duct (annular duct 15) is designed so that the resulting Air force due to the lateral flow through the center of gravity (G) of the missile (Parts 10, 11; central body 12) goes.

2. Mushroom-shaped missile according to claim 1 and a device for beam deflection, which is in the outlet flow of the drive unit is installed, characterized in that the deflection device (grid 16; frame 18; 19) their center of pressure in the center of gravity (G) of the missile (parts 10, 11; Central body 12) and swivel or pivot around that with two degrees of freedom. rotatable is.

3. Mushroom-shaped missile with a deflection device according to claim 2, characterized by parallel deflection plates (17), each of which is around a central axis (13) of the missile vertical axis are pivotable, while the deflection device (19) can be rotated as a whole about the central axis (FIG. 7).

4. Mushroom-shaped missile with a deflection device according to claim 2, characterized by parallel deflection plates (17), which are firmly mounted in a frame (18) (Fig. 6).

5. Mushroom-shaped missile according to claim 1 with classic tail units, characterized in that its central body (12) carries the oars (20) at the lower free end.

6. Mushroom-shaped missile after one of claims 2 to 4, characterized in that it means on the lower part (11) his cladding attacking ropes is tied in a known manner. In Documents considered: French patent specifications No. 1219 058, 864 986; U.S. Patent Nos. 3,002,709, 2,990137, 2,972,455, 2,936,972.