EP0078893B1 - Gesteuertes Geschoss - Google Patents

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EP0078893B1
EP0078893B1 EP82107534A EP82107534A EP0078893B1 EP 0078893 B1 EP0078893 B1 EP 0078893B1 EP 82107534 A EP82107534 A EP 82107534A EP 82107534 A EP82107534 A EP 82107534A EP 0078893 B1 EP0078893 B1 EP 0078893B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
control
projectile
fact
generator gas
closing element
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
EP82107534A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0078893A3 (en
EP0078893A2 (de
Inventor
Manfred Dipl.-Ing. Moll
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Rheinmetall GmbH filed Critical Rheinmetall GmbH
Publication of EP0078893A2 publication Critical patent/EP0078893A2/de
Publication of EP0078893A3 publication Critical patent/EP0078893A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0078893B1 publication Critical patent/EP0078893B1/de
Expired legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves

Definitions

  • the invention relates to a wing-stabilized projectile with an autonomous steering system according to the preamble of claim 1.
  • Such a steering system is known from GB-A-978029, but it can only be used with rockets and spacecraft.
  • generator gases are used, the closing elements arranged in the axial direction being controllable via a complicated, space-consuming and load-sensitive valve arrangement.
  • a pivoting rocker 140 and a bellows 136 are used in a control block according to FIG.
  • a further steering system with an electromagnetically controllable closing element of a control nozzle arranged transversely to the direction of flight in a control block is known from US-A-3,069,846. Due to the transverse arrangement, this steering system is also not suitable for steering a projectile with a high initial acceleration, but for example only for controlling a rocket or a spacecraft. A space-consuming container for storing compressed gas is necessary for the steering system. Furthermore, means for a moment-free generator gas removal during straight flight are not provided, so that there are further reasons why this steering system cannot be used in a storey that can be controlled with generator gas.
  • a further control block for a missile guidance system is known, the three control nozzles protruding at 45 ° backwards out of the missile fuselage are controlled by respective obliquely forwardly closing elements of the valve 38 assigned to the nozzles, which are dependent on one centrally arranged control mechanism can be controlled jointly on and off or individually.
  • a control element 46 provided with three inclined surfaces 44 can be axially displaced by a separate mechanical drive 52 in such a way that, due to the inclined surfaces 44, the closing members of the valves 38 are closed during the stroke of the control element 46 and a channel 36 is axially connected by another arranged valve 38a is opened to ignite another drive motor.
  • the control element 46 is also gimbaled on the drive 52 so that it can be pivoted laterally by three separate drive units 48 for individual control of the respective nozzle opening.
  • This steering system would also not meet the requirements resulting from the above-described high initial accelerations of a projectile that can be fired from a weapon barrel, because, for example, the cardan joint would already be deformed when the barrel passed or the oblique closing elements of the valves 38 would be blocked.
  • Another disadvantage of this system is that the central control member cannot be automatically influenced by the closing members of the side control nozzles, due to the separate drive mode of the central drive 52.
  • the object of the invention is to design the transverse thrust control in a projectile of the type specified at the outset in such a way that the delivery of thrust pulses from control nozzles can take place in a targeted manner, independently of one another and without oscillation, while avoiding overpressure in the drive system of the transverse thrust control.
  • a space- and weight-saving, but robust construction which withstands the high loads when firing from a gun barrel, is to be achieved.
  • the invention allows in the flight phase, with constant removal of the generator gas used for control, advantageously independent of each other individual control of the successively occurring control pulses, the available thrust amount can be used for control, and solenoid valves for a short time the Steuerbe deform for forwarding to the coaxial locking elements, but with closed coaxial locking elements a direct reversal of the generator gas to a centrally arranged locking element takes place automatically.
  • the axially and coaxially arranged locking members are arranged such that they can be absorbed by the seat inserts of the cylinder inserts arranged in the direction of flight without any impairment when they are fired from a weapon barrel.
  • a coaxially arranged closing member is closed by means of cold air from a briefly reacting directional control valve actuated by an electromagnet, as a result of which the stability of the sealing element on the jacket of the closing member is increased via the cold air transport and the heat dissipation thereby achieved.
  • thrusters with coaxially arranged locking members can be arranged in different numbers.
  • a wing-stabilized projectile 40 has a transverse thrust control with a control block 1. Due to the closing elements 2 located in the control block 1, the projectile is able to let a gas flow generated by the gas generator 42 emerge from the projectile via control nozzles 8 in such a way that with the thrust pulse F a directional electrical control command originating from the seeker head located in the projectile tip 41 flight correcting effects.
  • signal converters 6 are provided, which receive the control signal in input 25 and enable the unlocking device 2 to be unlocked.
  • the control block 1 is arranged in the floor 40 in such a way that the direction 43 of the gas flow into the opened closing member 2 takes place in flight direction 39 after the pressure of the generator gas has opened the relieved closing member 2 axially in the flight direction and fixed the flow energy.
  • FIG. 2 shows an enlarged view of the control block 1 with only one on a circle coaxial to the longitudinal axis (Fig. 4, position 48) arranged closing member 2 in the open position 9.
  • position 9 there is a connection between the generator gas supply line 7 of the control nozzle 8 and above the control line 10 also with the displacement 15 of the axially arranged closing member 11.
  • the closing member 2 represents a differential piston which can be acted upon on its end face 3 via a control line 4 by a signal converter 6 with cold air which can advantageously be used as pressure medium 51 and coolant.
  • Its axial end facing the generator gas supply line 7 is adapted as a sealing surface 16 of the seat surface 18 of the cylinder insert 20 and is in the open position 9 with the jacket of its small differential surface in the guide 45 of the cylinder insert.
  • the control nozzle 8 pointing radially to the outer jacket of the control block 1 has, with the generator gas supply lines 7 and 13, and the generator gas discharge line, such large circular cross sections that a constant pressure in the gas generator 42 remains guaranteed.
  • the pressure of the outflowing generator gases is such that the surface 12 is pressurized via the control line 10 during the control pulse delivery and the centrally arranged closing member 11 is in the blocking position.
  • a pressure outlet is via a throttle opening 24 Stung and exchange of the displacement 15 possible by torque-free outflow via lines 36, these lines 36 being connected via the closing elements 2 to the outside of the control block 1, and can also be derived via the same lines 36 during the closing process of the stroke volume formed by the piston shoulder 27.
  • the opening of the closing member 11 enables the generator gases to flow out uniformly via the discharge line 14. This arrangement allows the gas flow pulse to be dissipated without torque.
  • seals 35, 37 are provided, the drag volume of which can be discharged without pressure through the lines 38.
  • Closing element 11 also has the shape of a differential cylinder, the force transmitted by the generator gas to the pressurized end face within the sealing surface 17 not being able to open the closing element against the force of the pressurized surface 12 in the gel-closed position.
  • control block 1 If there is only one closing member 2, only one supply line 30 and one outlet line 31 for the pressure medium control are provided in the control block 1 according to FIG. As a mass balance, the space of the control block 1 located radially on the opposite side of the closing body 2 can be used for further control means of the projectile.
  • FIG. 3 shows a control block 1 with a multiple arrangement of closing elements 2 arranged coaxially.
  • Each closing element 2 is assigned electromagnetically controlled directional control valves 61, which in the open position 46 allow the passage of the cold air used as pressure medium 51 from the supply line 30 via the control line 4 to pressurize the surface 3 of the closing element 2 in order to establish the blocking position of the closing elements 2.
  • This blocking position of the closing elements 2 prevents the generator gas from being applied via the control line 10 to the surface 12 of the centrally arranged closing element 11, so that pressure can be reduced via the throttle opening 24 and line 36, as a result of which the closing element 11 is caused by the generator gas pressure in the supply line 13 is opened and the generator gas, while avoiding an impermissible excess pressure, is discharged via the discharge line 14. So that this closing element 11 interrupts the gas discharge when a control pulse, any control nozzle 8 is emitted, there is a connection to the surface 12 from each opened closing element 2 via control line 10, the pressurization of which causes the closing element 11 to close
  • each coaxially arranged closing element 2 is capable of delivering radially correcting control path-correcting control impulses directed to the control block axis 33, excited by electromagnetic signal conversion which takes place in the range of milliseconds.
  • This control is advantageously distinguished in the event of a defect or power failure in that the projectile flies on without flight correction, because the compressed air exposure to the surface 3 of the closing members 2 is maintained when the directional control valves 61 are open and the generator gas can flow out via the central closing member.
  • FIG. 4 shows, for example, the arrangement of 4 closing elements 2 arranged on a coaxial circuit 48 with control nozzles 8, generator gas supply line 7 and axially arranged closing element 11 with generator gas supply line 13 and discharge line 14, and the course of the control line 10 in the control block 1.
  • FIG. 5 shows the arrangement of four signal converters 6, for example, the compressed air supply line 30 going to the directional valves 61 and the compressed air outlet line 31 being shown in the control block 1.
  • FIG. 6 shows an actuation of the closing members 2 in a multiple arrangement that is actuated electromagnetically via plunger 52.
  • This embodiment is characterized by a very small space requirement, the same arrangement of the closing members 2, 11 as in FIGS. 2, 3 being used as a basis.
  • the closing member can also be designed as a cylinder without a cylinder extension 20, but is not shown in the drawing. The air volume moved by the surface 3 during the stroke of the closing element 2 is sucked in and expelled through the line 47.

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein flügelstabilisiertes Geschoß mit einem autonomen Lenksystem nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Ein derartiges Lenksystem ist aus der GB-A-978029 bekannt, das jedoch nur bei Raketen und Raumfahrzeugen einsetzbar ist. Bei diesem Lenksystem werden zur Steuerung zweier senkrecht zur Flugachse angeordneter Steuerdüsen 137, 138 Generatorgase verwendet, dern in axialer Richtung angeordnete Schließorgane über eine komplizierte, raumaufwendige und belastungsempfindliche Ventilanordnung steuerbar sind. Zur Steuerung der jeweiligen Düse werden in einem Steuerblock gemäß Figur 2, eine schwenkbewegliche Wippe 140 und ein Blasebalg 136 benutzt, deren Einsatz für den Start einer Rakete bei einer Beschleunigung von 500 m/secl ausreichend sein kann, jedoch für Anfangsbeschleunigungen im Bereich zwischen 300.000 m/ sec2 und 1.000.000 m/sec2, wie sie beim Durchlauf eines Geschosses in einer Rohrwaffe auftreten, nicht geeignet ist. Durch die ebenfalls daraus resultierenden großen Massenträgheitskräfte würde beispielsweise ein zur Steuerung vorgesehener Blasebalg 136 sofort zerstört und die Wippe deformiert werden. Ein weiterer Nachteil dieses Lenksystems ist, daß zur Steuerung der Düsen eine dauernde oszillierende Nachregelung erforderlich ist, wodurch bei gleichzeitigem Ausströmen des Gases durch die zwei Austrittsdüsen des Steuerblocks nur ein Teil der Energie als Steuerimpuls wirksam werden kann.
  • Aus der US-A-3,091,084 ist ein weiteres Lenksystem für eine Rakete bekannt, bei dem zwei gegenüberliegende Steuerdüsen durch jeweils ein Ventilblock gesteuert werden. Bei einem Geradeausflug müssen zur Generatorgasabfuhr beide Ventile geöffnet sein, wobei durch den dauernden radialen Gasaustritt die Flugeigenschaften beeinträchtigt werden können. Die Auf-und Zusteuerung des als Kolben ausgebildeten Schließorgans erfolgt durch Be- und Entlastung der der Sitzfläche des Kolbens abgewandten Fläche mit heißen Generatorgasen, wobei die Be-und Entlastung durch ein elektrisch gesteuertes Magnetventil erfolgt, deren Funktion jedoch durch die Wärmeleitung der heißen Gase innerhalb des Steuerblocks gestört werden kann. Das Schließorgan und das Magnetventil sind gemäß Fig. 4 quer zur Geschoßrichtung im Steuerblock angeordnet, so daß ein Einsatz einer derartigen Anordnung zur Lenkung eines Geschosses mit hohen Anfangsbeschleunigungen nicht geeignet ist.
  • Ein weiteres Lenksystem mit einem quer zur Flugrichtung in einem Steuerblock angeordneten und elektromagnetisch steuerbaren Schließorgan einer Steuerdüse ist aus der US-A-3,069,846 bekannt. Durch die querliegende Anordnung ist dieses Lenksystem ebenfalls nicht zur Lenkung eines eine hohe Anfangsbeschleunigung aufweisenden Geschosses, sondern beispielsweise nur zur Steuerung einer Rakete oder eines Raumfahrzeuges geeignet. Für das Lenksystem ist ein raumaufwendiger Behälter zur Speicherung von Druckgas notwendig. Desweiteren sind Mittel für eine momentfreie Generatorgasabfuhr beim Geradeausflug nicht vorgesehen, so daß weitere Gründe vorliegen, wodurch der Einsatz dieses Lenksystems in einem mit Generatorgas steuerbaren Geschoß nicht möglich ist.
  • Aus der US-A-3,599,899 ist ein weiterer Steuerblock für eine Raketenlenkung bekannt, dessen unter 45° nach hinten aus dem Raketenrumpf ragende drei Steuerdüsen von jeweiligen schräg nach vorn gerichteten Schließorganen der den Düsen zugeordneten Ventil 38 gesteuert werden, die in Abhängigkeit von einem zentral angeordneten Steuermechanismus direkt gemeinsam auf und zu bzw. individuell gesteuert werden. Für den Schließvorgang der Düsen ist ein mit drei Schrägflächen 44 versehenes Steuerelement 46 durch einen separaten mechanischen Antrieb 52 derartig axial verschiebbar, daß aufgrund der Schrägflächen 44 während des Hubes des Steuerelementes 46 die Schließorgane der Ventile 38 geschlossen werden und ein Kanal 36 durch ein weiteres axial angeordnetes Ventil 38a zur Zündung eines weiteren Antriebmotores geöffnet wird. Das Steuerelement 46 ist darüberhinaus am Antrieb 52 kardanisch aufgehängt, so daß es durch drei separate Antriebseinheiten 48 seitliche zur individuellen Steuerung der jeweiligen Düsenöffnung verschwenkt werden kann. Auch diese Lenksystem würde den aus den vorbeschriebenen hohen Anfangsbeschleunigungen eines aus einem Waffenrohr verschießbaren Geschosses resultierenden Anforderungen nicht gerecht werden, weil beispielsweise das Kardangelenk beim Rohrdurchlauf bereits deformiert würde oder die schrägliegenden Schließorgane der Ventile 38 blockieren würden. Ein weiterer Nachteil dieses Systems ist, daß eine automatische Beeinflussung des zentralen Steuerorgans durch die Schließorgane der seitlichen Steuerdüsen, aufgrund der separaten Antriebsweise des zentralen Antriebes 52, nicht erfolgen kann.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, bei einem Geschoß der eingangs angegebenen Art, die Querschubsteuerung so auszubilden, daß die Abgabe von Schubimpulsen aus Steuerdüsen gezielt, unabhängig voneinander und oszillationsfrei unter gleichzeitiger Vermeidung eines Überdruckes im Antriebssystem der Querschubsteuerung erfolgen kann. Dabei soll gleichzeitig eine raum- und gewichtsparende, jedoch robuste Bauweise, die den hohen Belastungen beim Abschuß aus einem Waffenrohr stand hält, erzielt werden.
  • Gelöst wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Anspruchs 1 angegebene Erfindung.
  • Die Erfindung ermöglicht in der Flugenphase, bei konstanter Abführung des zum Steuern verwendeten Generatorgases, vorteilhafterweise eine voneinander unabhängige einzelne Ansteuerung der taktweise nacheinander erfolgenden Steuerimpulse, die zur Verfügung stehende Schubmenge zur Steuerung verwandt werden kann, und Magnetventile kurzzeitig den Steuerbefehl zur Weitergabe an die koaxial liegenden Schließorgane umformen, jedoch bei geschlossenen koaxialliegenden Schließorganen eine direkte Umsteuerung des Generatorgases auf ein zentral angeordnetes Schließorgan automatisch erfolgt.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.
  • Gemäß einer Besonderheit der Erfindung sind die axial und koaxial angeordneten Schließorgane derartig axialbeweglich angeordnet, daß ihre beim Abschuß aus einem Waffenrohr entstehenden Massenträgheitskräfte von den in Flugrichtung angeordneten Sitzflächen der Zylindereinsätze ohne Beeinträchtigung aufgenommen werden können.
  • Nach einer bevorzugten Ausführungsform wird ein koaxial angeordnetes Schließorgan von einem kurzzeitig reagierenden durch einen Elektromagneten betätigtes Wegeventil mittels Kaltluft geschlossen, wodurch über den Kaltlufttransport und der dadurch erzielten Wärmeabführ die Standfestigkeit des Dichtelementes am Mantel des Schließorganes vergrößert wird.
  • Des weiteren ist bei geschlossenem Schließorgan der Steuerdüse eine direkte Aufsteuerung des zentralliegenden Schließorgans vorgesehen, wodurch es ermöglicht wird, daß der Impuls aus dem abströmenden Generatorgas momentenfrei abgegeben werden kann. Bei dieser Anordungsweise wird durch die in abgewandter Flugrichtung stirnseitig angeordneten Anschlüsse der Generatorgaszu- und Generatorgasabführleitung eine widerstandfähige, raum- und gewichtsparende Bauart erzielt, die sehr beschleunigungsfest ist.
  • Entsprechend einer weiteren Besonderheit der Erfindung ist es bei kleinen Geschoßdurchmessern oder aus Gründen besonders hoher Fluggeschwindigkeit oder kurzer Flugdauer vorteilhaft, daß bei rollenden flügelstabilisierten Geschossen nur eine Schubdüse und ein koaxial angeordnetes Schließorgan für die Flugkorrektur eingesetzt wird, während bei lagestabilisierten Geschossen, je nach den durch die Baugröße bestimmten räumlichen Möglichkeiten und durch den Aufwand begrenzt, Schubdüsen mit jeweils koaxial angeordneten Schließorganen in unterschiedlicher Anzahl angeordnet werden können.
  • Die Erfindung wird nachstehend anhand der, in den Zeichnungen unter weitgehendem Verzicht auf erfindungsunwesentliche Einzelheiten dargestellten bevorzugten Ausführungbeispiele, des näheren erläutert. Es zeigt:
    • Figur 1 eine Seitenansicht eines flügelstabilisierten Geschosses, wobei die Querschubsteuerung nach der Erfindung im Schnitt dargestellt ist,
    • Figur 2 eine schematische Schnittdarstellung einer Querschubsteuerung mit einer Steuerdüse,
    • Figur 3 eine schematische Schnittdarstellung entlang der Fläche 3-3 in Figur 4 einer Querschubsteuerung mit vier koaxial angeordneten Steuerorganen, die druckluftbeaufschlagt geschlossen sind,
    • Figur 4 die Anordnung der Generatorgasein-und Austrittsöffnungen, sowie die Anordnung der Steuerdüsen in der Querschubsteuerung, gesehen in Richtung A der Figur 3,
    • Figur 5 die Anordnung der elektromagnetisch gesteuerten Wegeventile in der Querschubsteuerung, gesehen in Richtung B der Figur 3,
    • Figur 6 eine schematische Schnittdarstellung einer Querschubsteuerung mit 4 koaxial angeordneten Steuerorganen, die jedoch abweichend von Figur 3 direkt über Stößel elektromagnetisch gesteuert werden.
  • In Figur 1 weist ein flügelstabilisiertes Geschoß 40 eine Querschubsteuerung mit einem Steuerblock 1 auf. Durch die im Steuerblock 1 befindlichen Schließorgane 2 ist das Geschoß in der Lage einen vom Gasgenerator 42 erzeugten Gasstrom derartig über Steuerdüsen 8 aus dem Geschoß austreten zu lassen, daß mit dem Schubimpuls F ein von dem in der Geschoßspitze 41 befindlichem Suchkopf ausgehender richtungsweisender elektrischer Steuerbefehl sich flugkorrigierend auswirkt. Zur Umformung des Steuersignals sind Signalumformer 6 vorgesehen, die das Steuersignal in Eingang 25 aufnehmen und die Entsperrung des Schließorgans 2 ermöglichen. Der Steuerblock 1 ist derartig im Geschoß 40 angeordnet, daß die Richtung 43 des Gasstromes in das geöffnete Schließorgan 2 in Flugrichtung 39 erfolgt, nachdem der anstehende Druck des Generatorgases das entlastete Schließorgan 2 axial in Flugrichtung geöffnet und die Strömungsenergie fixiert hat.
  • Figur 2 zeigt in einer vergrößerten Darstellung den Steuerblock 1 mit nur einem auf einem zur Geschoßlängsachse koaxial liegenden Kreis (Fig. 4, Position 48) angeordneten Schließorgan 2 in geöffneter Position 9. In Position 9 besteht Verbindung zwischen der Generatorgaszuführleitung 7 der Steuerdüse 8 und über die Steuerleitung 10 auch mit dem Hubraum 15, des axial angeordneten Schließorganes 11. Das Schließorgan 2 stellt dabei einen Differentialkolben dar, der auf seiner Stirnseite 3 über eine Steuerleitung 4 von einem Signalumformer 6 mit vorteilhaft als Druckmittel 51 und Kühlmittel einsetzbarer Kaltluft beaufschlagbar ist. Sein der Generatorgaszuführleitung 7 zugewandtes axiales Ende ist als Dichtfläche 16 der Sitzfläche 18 des Zylindereinsatzes 20 angepaßt und befindet sich in geöffneter Position 9 mit dem Mantel seiner kleinen Differentialfläche in der Führung 45 des Zylindereinsatzes. Die radial zum Außenmantel des Steuerblocks 1 weisendeSteuerdüse 8 weist mit der Generatorgaszuführleitung 7 und 13, sowie der Generatorgasablaßleitung derartige groß dimensionierte Kreisquerschnitte auf, daß ein konstanter Druck im Gasgenerator 42 gewährleistet bleibt. Der Druck der ausströmenden Generatorgase ist so bemessen, daß über die Steuerleitung 10 die Fläche 12, während der Steuerimpulsabgabe, druckbeaufschlagt wird und das zentral angeordnete Schließorgan 11 sich in Sperrstellung befindet. Bei geschlossenem Schließorgan 2 ist über eine Drosselöffnung 24 eine Druckentlastung und Austausch des Hubraumes 15 durch momentenfreies Ausströmen über Leitungen 36 möglich, wobei eine Verbindung dieser Leitungen 36 über die Schließorgane 2 zur Außenseite des Steuerblocks 1 besteht, und über die gleichen Leitungen 36 auch beim Schließvorgang des durch den Kolbenansatz 27 gebildeten Hubvolumens ableitbar ist.
  • Durch die Öffnung des Schließorganes 11 wird ein gleichmäßiges Abströmen der Generatorgase über die Abführleitung 14 ermöglicht. Diese Anordnung gestattet es, den Gasstromimpuls momentenfrei abzuführe. Zur Abdichtung gegenüber dem heißen Generatorgas sind Dichtungen 35, 37 vorgesehen deren Schleppvolumen durch die Leitungen 38 drucklos abführbar ist.
  • Schließorgan 11 weist auch die Form eines Differential zylinders auf, wobei in gelschlossener Stellung die vom Generatorgas auf die druckbeaufschlagte Stirnfläche innerhalb der Dichtfläche 17 übertragene Kraft nicht in der Lage ist, das Schließorgan gegen die Kraft der druckbeaufschlagten Fläche 12 zu öffnen.
  • Bei nur einem Schließorgan 2 sind im Steuerblock 1 entsprechend Figur 2 auch nur eine Zufuhrleitung 30 und eine Auslaßleitung 31 für die Druckmittelsteuerung vorgesehen. Als Massenausgleich ist der auf der entgegengestzt des Schließkörpers 2 radial liegenden Seite befindliche Raum des Steuerblocks 1 für weitere Steuermittel des Geschosses verwendbar.
  • In Figur 3 ist ein Steuerblock 1 mit einer Mehrfachanordnung koaxial angeordneter Schließorgane 2 dargestellt. Jedem Schließorgan 2 sind elektromagnetisch gesteuerte Wegeventile 61 zugeordnet, die in geöffneter Stellung 46 den Durchgang der als Druckmittel 51 eingesetzten Kaltluft von den Zuführleitung 30 über die Steuerleitung 4 zur Druckbeaufschlagung der Fläche 3 des Schließorganes 2 ermöglichen, um die Sperrstellung der Schließorgane 2 herzustellen. Durch diese Sperrstellung der Schließorgane 2 ist die Generatorgasbeaufschlagung über die Steuerleitung 10 auf die Fläche 12 des zentral angeordneten Schließorganes 11 unterbunden, so daß ein Druckabbau über die Drosselöffnung 24 und Leitung 36 erfolgen kann, wodurch das Schließorgan 11 durch den anstehenden Generatorgasdruck in der Zuführleitung 13 geöffnet wird und das Generatorgas, unter Vermeidung eines unzulässigen Überdruckes, über die Abführleitung 14 abgeführt wird. Damit dieses Schließorgan 11 bei Abgabe eines Steuerimpulses, einer beliebigen Steuerdüse 8, die Gasabfuhr unterbricht, besteht von jedem geöffneten Schließorgan 2 über Steuerleitung 10 eine Verbindung zur Fläche 12, durch deren Druckbeaufschlagung der axiale Schließvorgang des Schließorganes 11 erfolgt.
  • Dadurch wird gewähleistet, daß nacheinander jedes koaxial angeordnete Schließorgan 2 zur Abgabe radial zur Steuerblockachse 33 gerichteter geschoßbahnkorrigierender Steuerimpulse, angeregt durch elektrimagnetische Signalumformung, die im Bereich von Millisekunden erfolgt, ____in der Lage ist.
  • Vorteilhaft zeichnet sich diese Steuerung bei einem Defekt oder Stromausfall dadurch aus, daß das Geschoß ohne Flugkorrekturweiterfliegt, weil die Druckluftbeaufschlagung auf die Fläche 3 der Schließorgane 2 bei geöffneten Wegeventilen 61, erhalten bleibt und das Generatorgas über das zentrale Schließorgan abströmen kann.
  • Figur 4 zeigt beispielsweise die Anordnung von 4 auf einem koaxial liegenden Kreis 48 angeordneten Schließorganen 2 mit Steuerdüsen 8, Generatorgaszuführleitung 7 und axial angeordnetem Schließorgan 11 mit Generatorgaszuführleitung 13 und Abführleitung 14, sowie den Verlauf der Steuereitung 10 im Steuerblock 1.
  • Figur 5 zeigt die Anordnung beispielsweise von vier Signalumformern 6, wobei die zu den Wegeventilen 61 gehende Druckluftzuführleitung 30 und die Druckluftauslaßleitung 31 im Steuerblock 1 dargestellt sind.
  • In einer weiteren Ausführungsvariante zeigt Figur 6, im Gegensatz zur Figur 3, eine elektromagnetisch über Stößel 52 direkt betätigte Aufsteuerung der Schließorgane 2 in Mehrfachanordnung. Diese Ausführung zeichnet sich durch einen sehr geringen Raumbedarf aus, wobei die gleiche Anordnung der Schließorgane 2, 11 wie in den Figuren 2, 3 zugrunde gelegt wird. Das Schließorgan ist auch als Zylinder ohne Zylinderansatz 20 ausführbar, jedoch in der Zeichnung nicht dargestellt. Das von der Fläche 3 während des Hubes des Schließorganes 2 bewegte Luftvolumen wird durch die Leitung 47 angesaugt und ausgestoßen.
  • In der Beschreibung der Querschubsteuerung wird vorteilhaft verdeutlicht, daß im Gegensatz zu oszillierenden Steuerungen, unter Vermeidung von Verlusten durch Nebenströme, durch den vollen Hub der koaxial angeordneten Schließorgane gleich starke Steuerimpulse entstehen, wie sie zur Flugkorrektur von flügelstabilisierten Geschossen, benötigt werden.
  • Ferner verdeutlicht die Beschreibung, daß die in den Kennzeichen der dem Anspruch 1 folgenden Ansprüchen angegebenen Lehren mit einfachen Mitteln zu realisieren sind, wobei sich die jeweilige Steuerungsart-elektromagnetisch pneumatisch oder elektromagnetisch mechanisch-unkompliziert, störungsunanfällig und in der Praxis als widerstandsfähig erweist.

Claims (13)

1. Flügelstabilisiertes Geschoß mit einem autonomen Lenksystem, mit einer Querschubsteuerung, die einen Gasgenerator und einen Steuerblock (1) mit senkrecht zur Flugrichtung schuberzeugenden Steuerdüsen (8) umfaßt, wobei innerhalb des Steuerblocks (1) mindestens ein erstes axial bewegliches Schließorgan (2) auf einem zur Geschoßlängsachse koaxial liegenden Kreis angeordnet ist und über einen Signalträger mit einem Signalumformer (6) verbunden ist, wobei ein vom Lenksystem eingegebenes Steuersignal einem Eingang des Signalumformers (6) eingebbar ist und die Öffnung einer Generatorgaszuführleitung (7) zu einer Steuerdüse (8) von einem Schließorgan (11) herstellbar und steuerbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß das weitere axial bewegliche Schließorgan (11) zentral im Steuerblock 1 angeordnet ist und mit der Generatorgaszuführleitung (13), einer Generatorgasabführleitung (14) sowie über eine Steuerleitung (10) mit wenigstens einem der auf dem koaxial liegenden Kreis angeordneten Schließorgane (2) derartig in Wirkverbindung steht, daß in einer geöffneten Position (9) des Schließorganes (2) durch das Generatorgas das Schließorgan (11) auf einer Fläche (12) druck beaufschlagbar und soweit axial verschiebbar ist, daß die zentrale Generatorgaszuführleitung (13) von der Generatorgasabführleitung (14) abgesperrt ist, und in einer geschlossenen Position des Schließorganes (2) über eine Drosselöffnung (24) der Hubraum (15) des Schließorganes (11) druckentlastbar ist, das Schließorgan (11) unter dem anstehenden Druck der Generatorgaszuführleitung (13) axial entsperrbar und das Generatorgas über die Generatorgasabführleitung (14) abführbar ist.
2. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schließorgane (2, 11) als Differentialkolben mit einem an die Fläche (3, 12) angrenzenden Mantel (21, 28) als Führungsfläche eines schulterartigen Kolbenansatzes (27, 34) und mit einer am Ende des im Durchmesser reduzierten Bereiches angeordneten Dichtfläche (16, 17) ausgebildet sind, wobei im Mantel (21) eine Dichtung (22) eingelagert ist und der Kolbenansatz (34) eine als Drossel wirkende Verbindung der Flächen (12) und (29) enthält.
3. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Sitzfläche (18, 19) eines Zylindereinsatzes (20, 26) axial in Flugrichtung (39) angeordnet ist, so daß von der Dichtfläche (16, 17) Massenträgheitskräfte der Schließorgane (2, 11) während der hohen Startbeschleunigung aufnehmbar sind.
4. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Fläche (3) des ersten Schließorganes (2) von einem zugehörigen Signalumformer (6) durch ein den Signalträger bildendes Druckmittel (51) durckbeaufschlag- und druckentlastbar ist.
5. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Druckmittel (51) Kaltluft ist.
6. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Schließorgan (2) von einem zugehörigen Signalumformer (6) durch einen den Signalträger bildenden Stößel (52) durckbeaufschlag- und druckentlastbar ist.
7. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalumformer (6) ein durch Elektromagneten betätigtes mit Rückholfeder ausgerüstetes Wegeventil (61) ist, wobei ohne elektrisches Steuersignal die Verbindung zwischen Zuführleitung (30) und ersten Schließorgan (2) geöffnet und bei abgegebenem Steuersignal geschlossen ist und bei abgegebenem Steuersignal die Verbindung zwischen Schließorgan (2) und Auslaßleitung (31) geöffnet ist.
8. Geschoß nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalumformer (6) ein durch Elektromagneten betätigtes mit Rückholfeder ausgerüstetes Schaltorgan (62) ist, wobei ohne elektrischen Steuerimpuls das erste Schließorgan (2) durch einen direkt gesteuerten Stößel (52) geschlossen und bei abgegebenem Steuersignal geöffnet ist.
9. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Querschnitt der Steuerdüse (8), der Generatorgaszuführleitung (7, 13) und Generatorgasabführleitung (14) kreisförmig ausgeführt ist, wobei die Durchmesser so abgestimmt sind, daß der Druck im Gasgenerator konstant ist.
10. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüse (8), ausgehend von der koaxialliegenden geöffneten Generatorgaszuführleitung (7) radial zur Steuerblockachse (33) bis zum Mantel (32) des Steuerblocks (1) nach außen verlaufend, angeordnet ist.
11. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Hubvolumen, gebildet von der Differentialfläche des Kolbenansatzes (27, 34) während des Hubes der Schließorgane (2, 11) in dem Zylindereinsatz (20, 26) über die Leitung (36) drucklos zur Außenseite des Mantels (32) des Steuerblocks (1) abführbar ist.
12. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Schleppvolumen, erzeugt durch die Durchlässigkeit der Dichtungen (35, 37) über die Leitung (38) drucklos zur Außenseite des Mantels (32) des Steuerblocks (1) abführbar ist.
13. Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlüsse der Generatorgaszuführleitung (7, 13) und der Generatorgasabführleitung (14) in abgewandter Flugrichtung (39), stirnseitig im Steuerblock (1) angeordnet sind.
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2156290B (en) * 1984-03-27 1988-06-02 British Aerospace Rockets and rocket motors
DE3616184A1 (de) * 1985-08-21 1987-02-26 Rheinmetall Gmbh Ueberdruckventil fuer einen pyrotechnischen gasgenerator
DE3531686A1 (de) * 1985-09-05 1987-03-12 Rheinmetall Gmbh Steuerblock
FR2588372B1 (fr) * 1985-10-08 1989-07-13 Thomson Brandt Armements Dispositif de pilotage pour projectile guide au moyen de tuyeres laterales
GB2186848B (en) * 1986-02-21 1989-11-08 Plessey Co Plc Reaction jet control system
US4826104A (en) * 1986-10-09 1989-05-02 British Aerospace Public Limited Company Thruster system
GB8803164D0 (en) * 1988-02-11 1988-08-24 British Aerospace Reaction control system
US5125596A (en) * 1989-05-23 1992-06-30 Cavalleri Robert J Fluid shielded movable strut for missile and rocket thrust vector control
US5755401A (en) * 1995-10-31 1998-05-26 Thiokol Corporation Missile diverter integration method and system
US5788180A (en) * 1996-11-26 1998-08-04 Sallee; Bradley Control system for gun and artillery projectiles
JP2004306762A (ja) * 2003-04-07 2004-11-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 三軸姿勢制御用推進装置及びその装置を備えた飛行物体
US12485958B2 (en) 2023-09-19 2025-12-02 Torc Robotics, Inc. Feedback control system and steering gear box for final steering control of an autonomous vehicle

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613497A (en) * 1947-04-01 1952-10-14 Macdonald Gilmour Craig Controllable rocket thrust device
US3015210A (en) * 1958-12-24 1962-01-02 Bendix Corp Attitude control for high altitude missile
US3091084A (en) * 1959-05-04 1963-05-28 Pneumo Dynamics Corp Solid propellant control system
US3069846A (en) * 1959-09-28 1962-12-25 Clary Corp Thrust device
FR1264312A (fr) * 1960-08-02 1961-06-19 Bendix Corp Dispositif de commande d'un jet de réaction
US3139725A (en) * 1961-10-31 1964-07-07 James E Webb Steerable solid propellant rocket motor
GB978029A (en) * 1962-04-09 1964-12-16 Bendix Corp Improvements in or relating to automatic controlling devices for the altitude of flight vehicles
US3599899A (en) * 1969-06-20 1971-08-17 Thiokol Chemical Corp Rocket control
US3721402A (en) * 1971-06-25 1973-03-20 Us Army Missile roll control mechanism
US4078495A (en) * 1974-08-15 1978-03-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Control after burnout for reaction steered missiles
US4017040A (en) * 1976-01-12 1977-04-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Steerable extraction rocket
US4413795A (en) * 1980-09-05 1983-11-08 The Garrett Corporation Fluidic thruster control and method

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