NO822396L

NO822396L - Rakett-fartoey

Info

Publication number: NO822396L
Application number: NO822396A
Authority: NO
Inventors: Arnold Leith Deans; Alan John Smith; Malcolm John Crozier
Original assignee: Commw Of Australia
Priority date: 1980-11-14
Filing date: 1982-07-09
Publication date: 1982-07-09
Also published as: JPS57501874A; DK154794B; KR830007363A; ES8302198A1; US4562980A; AU545865B2; IT1145736B; BE891122A; AU7727481A; ES8207277A1; WO1982001745A1; CA1179192A; IT8168488A0; DE3176208D1; DK308382A; DK154794C; EP0065529A1; ES509190A0; NZ198917A; EP0065529B1

Description

Oppfinnelsen vedrører et flyve-fartøy. som kan utføre styrte bevegelser i jordens atmosfære. Fartøyet benytter en enkelt faststoff- eller væske-drivmiddel-rakettmotor montert på

et skrog for tilveiebringelse av stabil bevegelse i såvel vertikale som horisontale plan. Det kreves intet tilbehør såsom vinger eller finner, og de eneste styreelementer er styreflater i dyseutstrømningen.

Mange raketter er forsynt med slingrebøyleopphengte dyser, spoiler-klaffer og skovelklaffer med varierende geometri for oppnåelse av de skyvekraftvektorer og den spinnkontroll som behøves for å følge en ønsket flyvebane. For det meste benyttes disse bare på høyhastighet-fartøyer og ofte bare under startfasen. Hovedretningen for disse fartøyers bevegelse er langs rakettdysens akse.

Hensikten med oppfinnelsen er å oppnå horisontal lavhastighet-flukt med fartøyets hovedakse vertikal eller nær vertikalen, idet den vertikale skyvekraftkomponent tilveiebringer den vertikale bevegelse og bærer fartøymassen i ønsket høyde.

En typisk flyvebane vil være oppstigning til en ønsket

høyde, etterfulgt av en styrt flyvebane i et horisontal-

plan, med en eventuell avsluttende, styrt nedstigning.

Hensikten med oppfinnelsen oppnås bare dersom fartøyets oppførsel styres meget nøyaktig for balansering av flyve-belastningene. Fremgangsmåten som benyttes for oppnåelse av kontrollen er å tilveiebringe et overskudd av skyvekraft sammenlignet med den som kreves nominelt for den ønskede flukt, og å benytte en kombinasjon av klaffer og skovler i dyseutstrømningen for modulering av den effektive skyvekraft under kontroll av en autopilot.

Styringen av klaffene og skovlene gir et firekomponent-styresystem, dvs. momenter om tre fartøysakser og skyvekraft-verdien. Denønskede fluktprofil kan oppnås ved bruk av et minimum på tre haleklaffer som skal beskrives senere, anordnet i hovedsaken symmetrisk om dyseutløpet. Fartøyets kurs kon-trolleres ved hjelp av et par skovelklaffer.

Fremgangsmåten for styring av et rakett-fartøy ifølge oppfinnelsen innbefatter retting av i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte spoiler-haleklaffer enten kollektivt eller hver for seg inn i dyseutstrømningen for styring av løft og retning, og alternativt retting av motsatt rettede rotasjonsfrembringende skovelklaffer inn i dyseutstrømningen for kontroll av spinn om fartøyets lengdeakse.

Et rakett-fartøy med styrt løft- og spinnkorreksjon innbefatter en serie av i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte spoiler-haleklaffer montert på fartøyet slik at de kan rettes inn i utstrømningen fra dysen og skråstilles■bakover i dyse-utstrømningen, for derved å oppnå spoiler- og oppførings-virkninger, og rotasjonsfrembringende skovelklaffer som er vinkelstilte slik at når den ene eller andre rettes inn i dyseutstrømningen vil det oppstå spinn i den ene eller andre retning om fartøyets lengdeakse.

Oppfinnelsen skal beskrives nærmere i det etterfølgende

under henvisning til tegningene, hvor:

Fig. 1 skjematisk viser hvordan en balanse av flyvebelast-ningene oppnås ved en i hovedsaken horisontal bevegelse,

fig. 2 skjematisk viser et foretrukket klaffarrangement i

forhold til fartøyets akser,

fig. 3 viser raketten sett bakfra, med haleklaffer og

skovelklaffer anordnet rundt dysen,

fig. 4 viser et snitt gjennom rakettens bakre ende, og viser særlig hvordan haleklaffene er montert, med tilhørende

betjeningsmidler,

fig. 5 viser et riss som i fig. 3, men viser bare skovel-

klaffene og deres monterings- og betjeningsmidler,

fig. 6 viser et snitt som i fig. 4, men viser bare en haleklaff i en modifisert form, og fig. 7 viser et blokkdiagram som viser hvordan de ulike

klaffer styres.

Fig. 1 viser at flyebelastningene er:

a) vekten som virker vertikalt langs aksen W i fra fartøyets tyngdepunkt CG. b) vindkraften WF som vier perpendikulært på fartøyets senterlinje CL gjennom trykksenteret. Denne kraften er montstand-en mot fartøyets horisontale bevegelse i luften. c) netto motorskyvekraft T, som virker i en liten vinkel i forhold til fartøyets senterlinje.

En balansering av flybebelastningene oppnås ved en gitt luft-hastighet ved en tilting av fartøyet 1 helt til skyvekraftens horisontalkomponent HT blir lik vindkraftens WF horisontalkomponent. For å oppnå en balanse i denne stilling må skyvekraftens vertikalkomponent VT moduleres slik at den.blir lik vekten minus vindkraftens vertikalkomponent, og også skyve-kraftlinjens retning må tilveiebringe et moment for balansering av vindkraftens moment om tyngdepunktet CG.

For en ønsket horisontal flyvehastighet må således fartøy-stillingen (tiltingsvinkeli forhold til vertikalen) såvel som størrelsen og retningen av skyvekraften innstilles og styres.

Dette oppnås som særlig vist i fig. 2 ved at det benyttes minst tre haleklaffer Ri, R2 og R3 anordnet til å rage med varierende lengder eller varierende vinkler inn i utstrøm-ningen E fra rakett-fartøyet 1 for styring av fartøyets løft, og ved at det benyttes skovelklaffer VI og V2 som styrer rakettfartøyets orientering om spinnaksen SA. Haleklaffarrangementet består fortrinnsvis av tre symmetrisk avstandsplasserte haleklaffer RI, R2 og R3 som vist, hvilke klaffer er skråttstilt bakover i utstrømningen E fra fartøyets 1 dyse 2 og tjener som spoilere. Haleklaffene Ri, R2 og R3 styrer rotasjonen om akser perpendikulært på spinnaksen SA

og på hverandre, her benevnt henholdsvis roll-akse RA og stigningakse PA.

Rotasjon om spinnaksen SA frembringes av de to skovelklaffer VI og V2 hvis fremre kanter skrår bakover dg som er plassert symmetrisk om haleklaffen RI, og disse skovelklaffer VI og V2 er vanligvis plassert utenfor dyseutstrømningen E, men de kan beveges slik at den ene eller den andre rager inn i dyseut-strømningen i ønsket grad. 'Skovelklaffene VI og V2 er vinkelstilt på en slik måte i forhold til spinnaksen SA at den."

ene klaff vil gi en rotasjon med urviseren om spinnaksen SA mens den andre vil gi en rotasjon mot urviseren om spinnaksen. Som vist i fig. 3 kan skovelklaffene VI og V2 monteres på

en ring 3 som er svingbart opplagret i fartøyet 1 utenfor dyseutstrømningen. E. Svingeopplagringen 4 ligger på midt-linjen til haleklaf f en Ri..

Skovelklaffene kan betjenes uavhengig av hverandre, eller det kan benyttes en enkelt skovelklaff med midler for variering av dens vinkel.

Hver av haleklaffene RI, R2 eller R3 beveges ved hjelp av

en elektrisk motor-anordning inn i dyseutstrømningen, langs eller omtrent i skråretningen til klaffen. Dette kan skje med en lineær bevegelse, men fortrinnsvis ved svinging av bærearmer 5 som vist i fig. 4, slik at gasstrykkbelastningen på hver klaff overføres til svingeleddet 6. Gasstrykkbelastningen på klaffen overføres derved til fartøyskroget,

og betjeningskraften kan holdes.liten.

Skovelklaffene VI og V2 beveges ved hjelp av elektriske motor-anordninger 7 som er svingbart opplagret i skroget 1. Betjeningsstangen 8 er forbundet med ringen 3 ved hjelp av

en svingetapp 9. Haleklaffene RI, R2 og R3 beveges med hver sin motoranordning 10, og betjeningsstengene 11 er ved hjelp av svingetapper 12 tilknyttet armene 5 som bærer haleklaffene.

Under drift, når en haleklaff føres inn i dyseutstrømningen, vil det tilveiebringes et skråstøt i overgangen mellom dyse-utstrømningen og klafflaten. Gasstrykkbelastningen på klaffen bak dette skråstøt har to effektive styrekomponenter, en som motvirker rakettens aksiale skyvekraft og en andre som tilveiebringer et moment om fartøyets massesenter i planet til klaffen, dvs. styring av skyvekraftens størrelse og fartøystillingen i dette planet.

Fordelen med skråstillingen av klafflaten i forhold til dyse-utstrømningen er at: (1) forholdet mellom spoil-virkningen og stillings-styre-kreftene kan varieres konstruktivt, (2) levetiden til det materiale som klaffen fremstilles av vil være lengre i en gitt høytemperatur-gasstrøm sammenlignet med en klaff som er rettet perpendikulært inn i dyseutstrøm-ningen. D.en sistnevnte klaff stilling er det vanlige arrangement ved andre kjente innretninger, (3) spillstrømmen gjennom gapet mellom dyseutløpet og klafflaten er meget mindre og har mindre hastighet enn gjennom et gap ved en klaff som står perpendikulært på dyseutstrømningen.

Klaffen kan tilformes for tilveiebringes av en ønsket inn-førings-ytelseskarakteristikk, men vinkelen mellom klafflaten og dyseutstrømningens grensesjikt bør fordelaktig ikke over-skride 50°. Ved en svingbar klaff oppstår dette maksimum når klaffen akkurat går inn i dyseutstrømningen. Minimums-vinkelen for en brukbar ytelse er 20°. For det her angitte dysegeometri-område vil dette gi et vinkelområde for klaff- flatens stilling i forhold til dyseaksen på mellom 50° og 10°, vist som vinkelen A i fig. 4 og 6.

Gapet mellom klaffen og dysen er ikke kritisk, men bør være tilstrekkelig til å tillate relativ bevegelse sem følge av motortrykk og termiske virkninger og også til å sikre klaring over hele bevegelsesområdet for klaffen. Dette gap har et minimum for en hengslet plan klaff når klaffen enten nettopp går inn i dyseutstrømningen eller er gått helt inn. Klaffen kan være krummet med radius om svingepunktet, som vist i fig. 6. Dette arrangement har et fast klaff-dysegap for samtlige klaffstillinger og gir en fokusering av samtlige statiske gasstrykkbelastninger på klaffens hovedflate mot svingepunktet. Denne fokusering eliminerer gasstrykkbelastnings-momenter om svingepunktet og det er bare viskøse krefter (herunder noen små trykkrefter på andre klafflater) som oppstår fra strømningen langs klafflaten, som må overvinnes under betjeningen av klaffen.

Kombinasjonsvariasjoner av de tre haleklaffer i dyseut-strømningen muliggjør en kontroll med rakettens skyve-kraf tverdi og en stillingskontroll av fartøyet på en<uavhengig måte i hver av de to innbyrdes perpendikulære akser PA og RA.

De to skovelklaffer VI og V2 er som nevnt montert på en enkelt ramme 3 slik at de er utenfor dysestrømningen i en nøytral stilling. En bevegelse av rammen 3 medfører at den ene eller andre av disse klaffer går inn dyseutstrøm-ningen. Hver skovelklaff har en fast vinkel i forhold til dyseutstrømningen, slik at støtfronten som tilveiebringes ved den skarpe fremre kant, gir en gasstrykkbelastning som virker effektivt mot den ene skovelflaten. Denne gassbe-lastning gir en spinnkraftkomponent om rakettdysens akse.

Da skovlene er vinkelstilt i ulike retninger vil innføringen av den ene eller andre gi spinnkontrollkrefter enten med ut-viseren eller mot urviseren. Skovlens fremre kant skrår bak-

over i forhold til dyseutstrømningen.

Levetiden for skovelklaffen i en gitt høytemperatur-gass-strøm økes ved dette arrangement hvor klaffene bare føres intermitterende inn i dyseutstrømningen, og som følge av den skarpt tilformede fremre skovelkant.

Kombinasjonen av tre haleklaffer og to skovelklaffer gir et geometrisk arrangement som innenfor styreområdet minimaliserer sannsynligheten for innbyrdes interferens av støtgrensene. Denne virkning understøttes av skovlenes pilform og av an-ordningen av skovlene i forhold til haleklaffene. Man kan imidlertid oppnå en betydelig øking i ytelsens skyvekraft-spoilkomponent ved å føre haleklaffene for langt inn, slik at grensene til støtinnhyllingene forstyrrer hverandre i en slik grad at det oppnås en Mach-laminærstrømning.

Betjeningen av flerklaffsystemet kan skje med elektriske, pneumatiske eller hydrauliske aktuatorer. Vist er elektriske aktuatorer, i form av en motor som virker på en skruespindel..

Kontrollsystemet, som skal beskrives nærmere i forbindelse med fig. 7, er en auto-pilot for s~tyring av fartøystillingen slik at fartøyet får stabilitet i den foreskrevne flyvebane. Avfølingen av fartøystillingen kan skje på ulike måter, eksempelvis ved hjelp av en pendel eller stillings-gyroskop. En forestrukken fremgangsmåte er å benytte et hastighetsgyroskop og akselerasjonsmåler for kontroll av stillingen i hvert av to plan langs fartøyaksen, sammen med en barometrisk trykkføler og/eller akselerasjonsmåler langs dyseaksen.

Plasseringen av de ulike komponenter kan være som vist med stiplede linjer i fig. 2, hvor fartøyet inneholder en- last 20, en kraftkilde 21, servo-mekanismer 22, auto-pilot 23 og en kommunikasjonslink og hukommelse 24. Rakett- motoren 25 i den nedre del tilveiebringer en dyseutstrømning E gjennom dysen 2. Haleklaffene Ri, R2 og R3 og skovelklaffene VI og V2 er opptatt i en forlengelse 26 av skroget 1 rundt dysen 2.

Kommunikasjonslinken 24 benyttes for innføring og lagring

av data som bestemmer den ønskede toktprofil. Flyvekravene sammenlignes i auto-piloten 2 3 med resultatet av en kombinasjon av stillings-, akselerasjons- og hastighetsfølere for derved å gi manøvringsverdier som gjør at den planlagte flyveprofil kan oppnås. Dette skjer"ved at auto-piloten styrer aktuatorene som påvirker skyvekraft-kontrollmekanis-men, for tilveiebringelse av den nødvendige skyvekraft-bremsing, sidekraft- og spinnmomenter.

I fig. 6 er haleklaffen RI vist med en krummet aktiv flatedel 27 som holdes på armen 5 ved hjelp av bolter 28, med et isolerende skjold 29 mellom den aktive flatedel 27 og armen. 5. Formen til den aktive flate kan varieres, og det samme kan antall haleklaffer, så lenge bare et tilstrekkelig antall, ikke mindre enn tre, er plassert rundt dysen 2.

Den viste buebevegelse er en praktisk løsning, men haleklaffene RI, R" og R3 kan beveges i rette plan, eller haleklaffene kan beveges på annen måte for variering av inngrepet med dyse-utstrømningen E fra dysen 2, dog på en måte som gjør at man unngår store betjeningskrefter.

Blokkdiagrammet i fig. 7 viser hvordan haleklaffene og skovelklaffene betjenes.

De tre haleklaffene RI, R2 og R3 betjenes av kontrollinn-retningen som innbefatter en stillingsføler 30 som arbeider i stigningsplanet normalt på stigningsaksen PA, en stillings-føler 31 som arbeider i roll-planet normalt.på roll-aksen RA, og en høydeføler 32, idet hver av disse følerne er koplet via algoritmer 33 for kontroll av stabiliteten, idet disse igjen er koplet til stignihgskontrollen 34, roll-kontrollen 35, og høydekontrollen 36. Disse er i sin tur påvirket av ordreenhetene 37, 38 og 39. Hensikten med disse er å sikre at raketten fårønskede stignings- og roll-stillinger såvel som høyde innmatet. Ordreenheten 37 bestemmer den ønskede stigningsstilling, og ordrenheten 3 8 bestemmer den ønskede roll-stilling, og ordreenheten 39 bestemmer den lnskede flyvehøyde.

Høydekontrollen 36 virker gjennom en grensebestemmer 4 0

for å minimalisere tap av stillingskontroll, og det bemerkes at stigningskontrollen er forbundet med aktuatoren til hver av haleklaffene RI, R2 og R3. Roll-kontrollen er bare forbundet med aktuatoren til haleklaffene R2 og R3.

Høydekontrollen 36 er via grensebestemmeren 40 forbundet

med aktuatorene til samtlige tre haleklaffer Ri, R2 og R3. Aktuatorene er betegnet med henholdsvis 41, 42 og 43.

Skovelklaffene VI eller V2 som , slik det vil gå frem av beskrivelsen av selve mekanismen, kan føres inn i dyseut-strømningsbanen, slik at enten VI eller V2, avhengig av den ønskede korreksjonsretning om lengdeaksen, beveges av aktuatoren 44 under styring av en giringskontroll 4 8 som får ordrer fra en giringsføler 46. Giringsføleren avføler rundt spinnaksen SA og er på samme måte som de andre følerne, via en algoritme 47 koplet til giringskontrollen for derved å tilveiebringe den ønskede korreksjon for oppnåelse av den kurs som bestemmes av ordreenheten 49.

Det kontrollsystem som er nevnt tidligere, er en auto-pilot for styring av fartøyets stilling og høyde og for å gi stabilitet for fartøyet i den foreskrevne flyvebane. Avfølingen av fartøystillingen kan skje med ulike metoder. Eksempelvis kan det benyttes en pendel eller et toakset- vertikalgyroskop for avfølelsen av vinkelavviket fra vertikalen i henholdsvis stigningsplan og roll-plan, og det kan benyttes en barometerboks for måling av trykkhøyden. Signalene fra disse følerne sammenlignes med de ønskede vinkler i auto-piloten for tilveiebringelse av signaler til aktuatorene, slik at derved de ønskede krefter kan tilveiebringes. I det beskrevne eksempel korrigeres stigningsvinkelen ved at klaffen Ri drives i en retning mens klaffene R2 og R3 drives i den motsatte retning. En stabilitet i denne stillingskontroll-sløyfen vil i dette eksempel oppnås ved elektronisk differensiering, over en begrenset båndbredde, av stigningsvinkel-signalet, for tilveiebringelse av en pseudo-hastighetskorrek-sjon. For korreksjon av roll-vinkelen drives klaffen R2 i en retning og klaffen R3 i den motsatte retning. Også her benyttes det elektronisk differensiering av roll-vinkelen for å tilveiebringe en stabilitetsterm. For høydekontroll sammenlignes signalet fra høydeføleren med et signal som respresenterer den ønskede høyde, og dette benyttes for tilveiebringelse av sanne signaler til de aktuatorer som styrer klaffene RI, R2 og R3, slik at dersom fartøyet er under den ønskede høyde vil klaffene drives til en slik stilling at skyvekraften økes. Et stigningshastighetssignal kan for å gi stabilitet i høydekretsen, oppnås ved elektronisk integrering av et instrument anordnet for å måle fartøyets akselerasjon langs spinnaksen.

For å kunne styre fartøyets stilling om spinnaksen benyttes et enkelt akse-hastighetsgyroskop for måling av spinnhast-igheten. Informasjon om vinkelstillingen kan oppnås ved elektronisk integrering av signalet fra gyroskopet. Også

her sammenlignes stillingsinformasjonen i autopiloten med et signal som representerer den ønskede vinkelstilling, og. dette benyttes for tilveiebringelse av et signal til den aktuator som styrer stillingen til klaffene VI og V2, slik at den ønskede klaff drives til en stilling for tilveiebringelse av et dreiemoment om spinnaksen og derved bringe

fartøyet tilbake til den ønskede vinkelstilling. I dette tilfelle benytte signalet fra hastighetsgyroskopet for til-' veiebringelse av de ønskede stabilitetstermer.

Et foretrukket autopilot-arrangement kan være å benytte hastighetsgyroskoper for avføling av spinnhastighetene om stigningaksen og roll-aksen og å la auto-piloten benytte disse signaler sammen med andre akselerasjonsdata for styring av fartøyets stillingsforhold.

Det skal her bemerkes at det er mulig å styre fartøyet med forskjellige kombinasjoner av transdusere, og det er også mulig å benytte andre referansevinkler for målingene enn de som er beskrevet foran. Det er således intet krav at stigningsvinkelen skal være i det samme plan som bevegelsen til klaffen Ri. Så lenge bare forholdet mellom de målte vinkler og klaffenes bevegelse er kjent, kan det anordnes en auto-pilot for styring av fartøyets stillingsforhold mot tiden.

Claims

1. Fremgangsmåte for kontroll av et rakett-fartøy, innbe-fattende retting av i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte spoiler-haleklaffer enten kollektivt eller differensielt inn i dyseutstrømningen fra en dyse for styring av løft og retning, og retting av rotasjonsproduserende skovelklaffanordninger inn i dyseutstrømningen for styring av spinn om fartøyets lengdeakse.

2. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1 med bruk av tre haleklaffer, karakterisert ved at (a) stillingen i et stigningsplan styres med en stigningskontroll som er tilkoplet for betjening av samtlige haleklaffer , (b) stillingen i et roll-plan styres med en roll-kontroll som er tilkoplet for betjening av to av de nevnte haleklaffer, og (c) høyden styres ved hjelp av en høydekontroll som er tilkoplet for betjening av samtlige av de nevnte haleklaffer via en grensebestemmeranordning anordnet for minimalisering av tap av stillingskontroll.

3. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1 eller 2, karakterisert ved at spinn styres ved hjelp av en giringskontroll tilkoplet til i det minste en skovelklaff anordnet for retting inn i dyseut-strømningen for tilveiebringelse av valgt rotasjonsstyring.

4. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1, karakterisert ved at spinn styres ved hjelp av en giringskontroll tilkoplet til et par skovelklaffer anordnet rundt en av de nevnte haleklaffer på motliggende sider av den nevnte dyseutstrømning, hvilke skovelklaffer er anordnet for korreksjon av motsatte spinn, og retting av den ene eller andre inn i den nevnte dyseutstrømning i samsvar med den nødvendige korreksjon.

5. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1 eller 2, karakterisert ved at (a) den nevnte stigningskontroll oppnår den ønskede stigningsstilling ved bruk av signal fra en stillingsføler og en ordreenhet, (b) den nevnte roll-kontroll oppnår den ønskede roll-stilling ved bruk av signal fra en roll-føler og en ordreenhet, og (c) den nevnte høydekontroll oppnår den ønskede høyde ved bruk av signal fra en høydeføler og en ordreenhet.

6. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 4, karakterisert ved at den nevnte fartøy-kurs oppnås ved bruk av signal fra en giringsføler og en ordreenhet.

7. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett i hovedsaken som beskrevet og vist i forbindelse med fig. 7 på tegningene .

8. Rakett-fartøy (1) med styrt løft og spinnkorreksjon, karakterisert ved flere i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte spoiler-haleklaffer (Ri, R2, R3) montert på fartøyet (1) for retting inn i dyseutstrømningen (E) fra dysen for oppnåelse av spoiler- og stillingsvirkning, og rotasjonsproduserende skovelklaffanordninger (VI, V2) som er slik vinkelstilt at, når de rettes inn i dyseut-strømningen (E), vil det oppstå spinn.i den ene eller andre retning om fartøyets lengdeakse (SA).

9. Rakett ifølge krav 8, karakterisert ved at de nevnte spoiler-haleklaffer (RI, R2, R3) er skråttstilt bakover i form av en rampe.

10. Rakett ifølge krav 8 eller 9, karakterisert ved at tre symmetrisk spoiler-haleklaffer (RI, R2, R3) benyttes, og at to rotasjonsproduserende skovelklaffer (VI," V2) er anordnet symmetrisk om en av spoiler-haleklaffene (RI) .

11. Rakettfartøy ifølge krav 8 eller 9, karakteris-, ert ved at det benyttes et par rotasjonsproduserende skovelklaffer (VI, V2) som har motsatt vinkling i forhold til dyseutstrømningen (E), og ved at det forefinnes en opp-lagringsanordning som muliggjør en retting av en valgt skovelklaff (VI eller V2) inn i dyseutstrømningen (E).

12. Rakett ifølge krav 10 eller 11, karakterisert ved at de rotasjonsproduserende klaffer (VI, V2) er montert vippbart (3), slik at i en stilling kan den ene klaff (VI) rettes inn i dyseutstrømningen (E) med en reaksjonsvinkel med urviseren, og i motsatt stilling den andre klaff (V2) kan rettes inni dyseutstrømningen (E) med en reaksjonsvinkel motsatt urviseren.

13. Rakettfartøy ifølge krav 11 eller 12, karakterisert ved at skovelklaffene (VI, V2) er montert på en bæredel (3) som er svingbar i forhold til rakettfar-tøyet (1) for bevegelse sideveis i forhold til dyseutstrøm-ningen (E), idet klaffene (VI, V2) er montert på bæredelen (3) mot motsatte sider av den nevnte dyse (2), og ved at det forefinnes midler for bevegelse av bæredelen (3) for retting av den ene eller den andre av skovelklaffene (VI, V2) inn i banen til dyseutstrømningen (E).

14. Rakettfartøy ifølge krav 8, karakterisert ved at haleklaffene (RI, R2, R3) er montert på armer (5) som er svingbare på en bærer (26) på rakettens skrog (1), for derved å muliggjøre en vinkelavbø yning av dyse-utstrømningen fra dysen (2), og ved at det forefinnes betjeningsmidler (10) innkoplet mellom armene (5), i en av-stand fra svingepunktene (6), og den nevnte bærer.

15. Rakettfartøy ifølge krav 14, karakterisert ved at flaten til haleklaffene (RI, R2, R3) som av-bøyer den nevnte dyseutstrømning, er krummet (27).

16. Rakettfartøy ifølge krav 8, karakterisert ved at det innbefatter et rakettskrog (1) som inneholder et drivmiddel, styrefølere inne i skroget for føling av stillinger (30, 31), høyde (32) og giring (46), en utstrøm-ningsdyse (2) ved den bakre enden av rakettskroget (1), en bakoverrettet åpningsforlengelse (26) på skroget (1) rundt dysen (2), flere aktuator-haleklaffer (RI, R2, R3) opplagret i forlengelsen (26) i symmetrisk arrangement om dysen (2), midler for bæring av haleklaffene i skrogforlengelsen (26) ved hjelp av svingearmer (5) plassert for å kunne rette haleklaffene (RI, R2, R3) inn i og trekke dem ut fra dyseut-strømningen (E) fra dysen (2), motoranordninger (10) for bevegelse av armene (5), et par skovelklaffer(VI, V2) opplagret på et åk (3) som er svingbar i forlengelsen (26) for derved å tillate at den ene eller andre skovelklaff (VI, V2) kan rettes inn i dyseutstrømningen (E), hvilke skovelklaffer (VI, V2) er vinkelstilt for styring av spinn i den ene eller andre retning om rakettens lengdeakse (SA), og midler (33-40, 46-49) for tilkopling av styrefølerne til motoranordningene for styring av rakettens flukt.

17. Rakettfartøy bygget og drevet i hovedsaken som beskrevet og vist. E_a_t_e_n_t_k_r_a_v (for bruk i Norge)

1. Fremgangsmåte for kontroll av et rakett-fartøy, innbe-fattende retting av i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte poiler-haleklaffer enten kollektivt eller differensielt inn i dyseutstrømningen fra en dyse for styring av løft og retning, og retting av rotasjonsproduserende skovelklaffanordninger inn i dyseutstrømningen for styring av spinn om fartøyets lengdeakse.

2. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1 med bruk av tre haleklaffer, karakterisert ved at (a) stillingen i et stigningsplan styres med en stigningskontroll som er tilkoplet for betjening av samtlige haleklaffer, (b) stillingen i et roll-plan styres med en roll-kontroll som er tilkoplet for betjening av to av de nevnte haleklaffer, og (c) hlyden styres ved hjelp åv en høydekontroll som er tilkoplet for betjening av samtlige av de nevnte haleklaffer via en grensebestemmeranordning anordnet for minimalisering av tap av stillingskontroll.

4. Fremgangsmåte for kontroll av en rakett ifølge krav 1, karakterisert ved at spinn styres ved hjelp av en giringskontroll tilkoplet til et par skovelklaffer anordnet rundt en av de nevnte haleklaffer på motliggende sider av den nevnte dyseutstrø mning, hvilke skovelklaffer er anordnet for korreksjon av motsatte spinn, og retting av den ene eller andre inn i den nevnte dyseutstrømning i samsvar med den nødvendige korreksjon.

7. Rakettfartøy (1) med styrt løft- og spinnkorreksjon, karakterisert ved flere i hovedsaken symmetrisk avstandsplasserte spoiler-haleklaffer (Ri, R2, R3) montert på fartøyet (1) for retting inn i dyseutstrømningen (E) fra dysen for oppnåelse av spoiler- og stillingsvirkning, og rotasjonsproduserende skovelklaffanordninger (VI, V2) som er slik vinkelstilt at, når de rettes inn i dyseutstrømningen (E), vil det oppstå spinn i den ene eller andre retning om fartøyets lengdeakse (SA).

8. Rakett ifølge krav 7, karakterisert ved at de nevnte spoiler-haleklaffer (Ri, R2, R3) er skåttstilt bakover i form av en rampe.

9. Rakett ifølge krav 7 eller 8, karakterisert ved at tre symmetrisk spoiler-haleklaffer (Ri, R2, R3) benyttes, og at to rotasjonsproduserende skovelklaffer (VI, V2) er anordnet symmetrisk om en av spoiler-haleklaffene (RI) .

10. Rakettfartøy ifølge krav 7 eller 8, karakterisert ved at det benyttes et par rotasjonsproduserende skovelklaffer (VI, V2) som har motsatt vinkling i forhold til dyseutstrømningen (E), og ved at det forefinnes en opp-lagringsanordning som muliggjør en retting av en valgt skovelklaff (VI eller V2) inn i dyseutstrømningen (E).

11. Rakett ifølge krav 9 eller 10, karakterisert ved at de rotasjonsproduserende klaffer (VI, V2) er montert vippbart (3), slik at i en stilling kan den ene klaff (VI) rettes inn i dyseutstrømningen (E) med en reaksjonsvinkel med urviseren, og i motsatt stilling den andre klaff (V2) kan rettes inn i dyseutstrømningen (E) med en reaksjonsvinkel motsatt urviseren.

12. Rakettfartøy ifølge krav 10 eller 11, karakterisert ved at skovelklaffene (VI, V2) er montert på en bæredel (3) som er svingbar i forhold til rakettfar-tøyet (1) for" bevegelse sideveis i forhold til dyseutstrøm-ningen (E), idet klaffene (VI, V2) er montert på bæredelen (3) mot motsatte sider av den nevnte dyse (2), og ved at det forefinnes midler for bevegelse av bæredelen (3) for retting av den ene eller den. andre av skovelklaf f ene (VI, V2) inn i banen til dyseutstrømningen (E).

13. Rakettfartøy ifølge krav 7, karakterisert ved at haleklaffene (RI, R2, R3) er montert på armer (5) som er svingbare på en bærer (26) på rakettens skrog (1), for derved å muliggjøre en vinkelavbøyning av dyse-utstrømningen fra dysen (2), og ved at det forefinnes betjeningsmidler (10) innkoplet mellom armene (5), i en av-stand fra svingepunktene (6), og den nevnte bærer.

14. Rakettfartø y ifølge krav 13, karakterisert ved at flaten til haleklaffene (RI, R2, R3) som av-bøyer den nevnte dyseutstrømning, er krummet (27).

15. Rakettfartøy ifølge krav 7, karakterisert ved at det innbefatter et rakettskrog (1) som inneholder et drivmiddel, styrefølere inne i skroget for føling av stillinger (30, 31), høyde (32) og giring (46), en utstrøm-ningsdyse (2) ved den bakre enden av rakettskroget (1), en bakoverrettet åpningsforlengelse (26) på skroget (1) rundt dysen (2), flere aktuator-haleklaffer (Ri, R2, R3) opplagret i forlengelsen (26) i symmetrisk arrangement om dysen (2), midler for bæring av haleklaffene i skrogforlengelsen (26) ved hjelp av svingearmer (5) plassert for å kunne rette haleklaffene (R, R2, R3) inn i og trekke dem ut fra dyseut-strømningen (E) fra dysen (2), motoranordninger (10) for bevegelse av armene (5), et par skovelklaffer (VI, V2) opplagret på et åk (3) som er svingbar i forlengelsen (26) for derved å tillate at den ene eller andre skovelklaff (VI, V2) kan rettes inn i dyseutstrømningen (E), hvilke skovelklaffer (VI, V2) er vinkelstilt for styring av spinn i den ene eller andre retning om rakettens lengdeakse (SA), og midler (33-40, 46-49) for tilkopling av styrefølerne til motoranordningene for styring av rakettens flukt.