DE2452053A1

DE2452053A1 - Einrichtung zum starten von raketengetriebenen flugkoerpern

Info

Publication number: DE2452053A1
Application number: DE19742452053
Authority: DE
Inventors: Eugen Dr Ing Herpfer
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1974-11-02
Filing date: 1974-11-02
Publication date: 1976-05-06
Also published as: GB1522018A; FR2289873B3; US4135686A; FR2289873A1

Description

DORNIER

Friedrichshaf^n

Reg. 23 9fi

!Einrichtung zum'Starten von raketengetriebenen Flugkörpern

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Starten von raketengetriebenen Flugkörpern, deren Flugrichtung entgegen der Flugrichtung seines mit hoher Fluggeschwindigkeit bewegten Trägerfluggerätes gerichtet ist.

Zur erfolgreichen Abwehr von Angriffen aus dem hinteren Halbraiirn von Kampfflugzeugen müssen diese Flugzeuge in der Lage sein, Luft-Lenkflugkörper entgegen ihrer Flugrichtung in Marsch setzen zu können. Hierzu ist es notwendig, daß die Lenkwaffe nach der Trennung vom Träger in den Grenzen aerodynamisch stabil fliegt, so daß der Suchkopf das aufgenommene Ziel nicht verliert.

Ein allgemeines Problem von Lenkwaffen, die entgegen der Flugrichtung ihres Trügers in Marsch gesetzt werden, besteht darin, daß ihre Anfangsgeschwindigkeit wesentlich kleiner als die des Tragerflugzeuges ist und daß die Flugkörper, bedingt durch die Relativbewegung zwischen dem Trügerflugzeug und der umgebenden Luft von hinten angeströmt werden. Werden keine Maßnahmen, wie z. D. die Erzeugung einer Nachlauf strömung in die der Flugkörper eingeschossen wird, oder eine Spinstabilisieruiig vorgesehen, so wird der Flugkörper unmittelbar nach dem Start instabil, beginnt zu taumeln und verliert mit hoher Wahrscheinlichkeit das Ziel.

Es ist bereits vorgeschlagen worden, durch auf die Strömung einwirkende Vorrichtungen eine Nachlaufströmung zu bilden, in die der Flugkörper eingeschossen wird. Diese Nachlauf strömung bewirkt, daß am Flugkörper auch während der Startphase eine Anströmung von seiner Spitze her erfolgt (Patentanmeldung P 24 2 8 402. 4).

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2 4,5 2 O 53

Es ist ferner eine Starteinrichtung für Raketen mit Flugrichtung entgegen der Flugrichtung des Trägers bekannt geworden, bei der der Flugkörper innerhalb eines Trägers vor dem Abschuß eine Drallbewegung erhält und drallstabilisiert gestartet w.ird (US-PS 2 938 430).

Es ist darüber hinaus ein Verfahren zum Start eines rückstoßgetriebenen Flugkörpers von einem sich schnell vorwärtsbewegenden Träger annähernd entgegen dessen Bewegungsrichtung bekannt geworden. Bei diesem bekannten Verfahren wird am Flugkörper eine Zusatzmasse zur Veränderung der Schwerpunktslage gegenüber dem Druckpunkt angebracht, um zu erreichen, daß der von hinten angeströmte Flugkörper stabil bleibt. Die Zusatzmasse in Form einer Startrakete wird beim Start gezündet und bremst den Flugkörper in seiner Bewegungsrichtung mit dem Träger ab. Dabei wandert der Schwerpunkt in Richtung der Flugkörperspitze. Bei Abbremsung des Flugkörpers auf die Geschwindigkeit Null ist dann die Zusatzmasse bzw. Bremsrakete ausgebrannt und wird abgeworfen. Nunmehr wird bei dem bekannten Verfahren das Triebwerk des Flugkörpers gezündet und die angestrebte Flugbewegung eingeleitet, so daß nun der Flugkörper von vorn angeströmt wird (DT-OS 2 143 G89).

Schließlich ist noch eine Raketen-Start-Einrichtung bekannt, die mit Hilfe einer in Flugrichtung liegenden Führungsbahn für den Flugkörper arbeitet. Die Führungsbahn muß dabei eine relativ große Länge aufweisen. Die Führungsbahn dient dazu, den Flugkörper während seiner Beschleunigungsphase so lange zu führen, bis der Flugkörper zur Vermeidung der oben angegebenen Instabilität von vorn angeströmt wird.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist vs, eine Einrichtung zu schaffen, mittels der ein sogenannter "Rückwärtsläufer-Flugkörper" von einem schnell fliegenden Trägerfluggerät aus so rasch als möglich in seine Flugbahn eingeschossen werden kann. Ferner soll der Flugkörper während der Startphase annähernd stabil fliegen damit der Suchkopf ein aufgefaßtes Ziel verfolgen kann. Die Einrichtung soll so einfach wie möglich ausgebildet sein.

Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß zur Verzögerung der Fluggeschwindigkeit de^s Flugkörpers in Flugrichtung seines . Trägerfluggerätes, eine auf den Flugkörper einwirkende, aus einer Widerstands-

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armen, in eine Widerstand bewirkende Stellung ausfahrbare, aerodynamisch wirkende Bremseinrichtung angeordnet und daß die Bremseinrichtung vom Flugkörper nach Abschluß des Abbremsvorganges abtrennbar vorgesehen ist. Mit einer erfindungsgemäß ausgebildeten Einrichtung wird erreicht, daß der Start des Flugkörpers auch bei sehr hoher Vorwärtsgeschwindigkeit des Trägerflugzeuges erfolgen kann, wobei zur Abbremsung der sogenannten Rückfluggeschwindigkeit des Flugkörpers im wesentlichen ein aerodynamisch wirkendes Bremssystem und nicht das Raketentriebwerk des Flugkörpers benutzt wird. Es ergibt sich daraus eine Einsparung an Treibsatzmasse, die z. B. für die Vergrößerung der Reichweite des Flugkörpers einsetzbar ist. Außerdem kann der Flugkörper nach der Zielerfassung und der Trennung vom Trägerfluggerät vollkommen autonom nach dem sogenannten "Fire and Forget-Prinzip" arbeiten. Es ist auch noch ein besonderer Vorteil der erfindungsgemäßen Einrichtung, daß diese Bremseinrichtung nachträglich mit geringen Kosten an bereits vorhandene Trügerflugzeuge bzw. Flugkörper anbaubar ist.

Es kann gemäß der vorliegenden Erfindung in einer besonderen Ausführung erfindungsgemäß die Ausbildung so getroffen sein, daß zur Aufnahme des Flugkörpers am Trägerfluggerät ein Aufnahmebehälter angeordnet, daß der Aufnahmebehälter gemeinsam mit dem Flugkörper vom Trägerfluggerät abtrennbar vorgesehen ist und daß der Aufnahmebehälter die Bremseinrichtung trägt. Der besondere Vorteil dieser Ausführung besteht darin, daß die Bremseinrichtung am Aufnahmebehälter vorgesehen ist und daher für das Ablösen der Bremseinrichtung keine besonderen Mittel vorgesehen zu werden brauchen. Wird das Triebwerk des Flugkörpers gezündet, so bleibt-automatisch der Aufnahmebehälter mit der ausgefahrenen Bremseinrichtung zurück. Die Abstützung des Strahles des Raketentriebwerkes des Flugkörpers am Aufnahmebehälter wirkt als Unterstützung des Startes des Flugkörpers.

In der Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele gemäß der vorliegenden Erfindung dargestellt.

Fig. 1 zeigt in Seitenansicht ein Trägerfluggerät in Verbindung mit einem Flugkörper, der von einem Aufnahmebehälter getragen ist und den Flugkörper in Verbindung mit dem Aufnahmebehälter und der Bremseinrichtung im ausgeklinkten Zustand.

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Fig. 2 zeigt den Aufnahmebehälter in Verbindung mit dem Flugkörper und , ausgefahrenen Bremsklappen der Bremseinrichtung.

Fig. 3 zeigt den Aufnahmebehälter in Verbindung mit dem Flugkörper, wobei die Bremsklappen der Bremseinrichtung in ihrer eingefahrenen, wider standsärmen Stellung arretiert sind.

Fig. 4 zeigt den Flugkörper ohne den Aufnahmebehälter.

Fig. 5 zeigt in schematischer Darstellung die Bremseinrichtung, die für die Anbringung unmittelbar am Flugkörper vorgesehen ist.

Fig. fi zeigt in einer Ansicht auf die Spitze des Aufnahmebehälters zwei Systeme von Abbremsklappen.

Fig. 7 zeigt in schematischer Darstellung die Flugrichtungen und Flugbahnen des Trägerfluggerätes bzw. des Aufnahmebehälters und des Flugkörpers.

Fig. 8 zeigt in einem Diagramm den Verlauf der Fluggeschwindigkeit des Flugkörpers in bezug auf die Zeit.

In Fig. 1 ist als eine der Ausführungen ein Trägerfluggerät gezeigt, das einen oder mehrere Flugkörper in Verbindung mit einem Startbehälter aufnimmt.

Ea ist in Fig. lmit 2 das Trägerfluggerät, mit 4 dessen Tragflügel und mit 6 die Antriebsanlage bezeichnet. Iüs soll sich hierbei um ein Trägerfluggerät handeln, das mit hoher Geschwindigkeit fliegt und zur Abwehr anfliegender feindlicher Flugkörper oder Geschosse einsetzbare raketengetriebene Flugkörper 8 mitführt. Zu diesem Zweck sind hier beispielsweise am Tragflügel 4 Pylons 10 vorgesehen, an denen die Flugkörper 8 unter Vermittlung von Aufnahmebehältern 12 aufgehängt sind. Die Aufhängung ist in üblicher Weise ausgebildet und besitzt eine ebenfalls in bekannter Weise ausgeführte Auslöseeinrichtung. Die Art der Aufhängung und die Auslösemittel sind daher der Vereinfachung halber nicht dargestellt.

Die Flugkörper 8 sind mit ihrer Längsachse etwa parallel zu Längsachse des Trägerfluggerätes 2 aufgenommen und weisen mit ihrer Strahlaustrittsdüse 22 (Fig. 4) in Flugrichtung F-,^ des Trägerfluggerätes 2 und demzufolge mit der Flugkörperspitze 14 entgegen dieser Flugrichtung F„_, nämlich in

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die Richtung F .

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Der Auf nahm ebeliulter 12 ist» wie bereits beschrieben,, über eine nicht dargestellte Aufhängung am Pylo« TO abtrennbar vorgesehen. Der Aufnahmebehälter 12: besteht aus einem strömungsgünstigen:,: rohrförmigen Aufnahmeteil 16, das zur Aufnjiiime des Flugkörpers il dient. An se inen ι in Flugrichtung F_R,_r weisenden Linde ist zur Erzielung einer wtderstandsarmen Umströmung des Aufnahmebehälters 12 ein in seiner Form ogivales Kopfteil 18 aufgesetzt. Das Kopfteil 18 trägt eine Staudruckmeßsonde 20, die mit ihrer Meßöffnung in Flugrichtung F des Trägerftaggerätes weist. Die Sonde 20 steuert, was später noch naher erläutert ist, hier nicht dargestellte und in Abhängigkeit vom gemessenen Staudruck betätigbare Schaltmittel. Am entgegengesetzten Ende ist der Aufnahmebehälter 12 offen* so daß der Bug des Flugkörpers ο frei Liegt.

Der Flugkör pe χ- 8 selbst besitzt ein Raketentriebwerk, eine Zündeinrichtung und eine Strahlaustrittsdüse 22_r wobei letztere in bekannter Weise auch zur Schubvektorsteuerung herangezogen wird. Die Flugkörperspitze 14 ist mit einem Suchkopf 24 ausgerüstet und behält, wie ebenfalls bekannt, autonom das aufgefaßte Ziel in Verbindung mit der erwähnten Schubvektorsteuerung.

Wie ins besondere die Fig. 2 bis G erkennen lassen, ist am Aufnahmebehälter IS eine Bremseinrichtung 26; vorgesehen. Diese Einrichtung 2G enthält einen Trägerring 28, der das Aufnahmeteil Ki außen umfaßt und an diesem befestigt ist. Der Trägerring 28 trägt Gelenke 30, deren Achsen sich quer zur Längsachse des Aufnahmebehälters 12 erstrecken und an denen sich eine Anzahl gleichmäßig auf den Umfang verteilt Bremsklappen 32 klappbar lagern. Diese Bremsklappen 32 sind gewölbt oder geknickt ausgebildet und sind so angeordnet, daß sie mit ihrer konkaven Flüchenseitn gegen die Anströmung weisen. Die Wölbung der Bremsklappen 32 ist so gewählt, daß die Klappen 32, wenn sie in ihrer unwirksamen, an den Aufnahmeteil IG angeklappten Stellung liegen (Fig. 3) das Aufnahmeteil Ki wider stands arm umschließen. Die Bremsklappen 32 sind über Rückhaltestangen 36 mittels Gelenken 38 an einem Synchronring 40 angelenkt. Der Synchronring 40 ist mittels Führungen 50 axial am Aufnahmebehälter 12 beweglich. Für die der maximalen Ausfahrstellung der Bremsklappen 32 entsprechende Stellung des Synchronringes 40 ist ein

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Anschlag 42 am Behälter 12 vorgesehen. Ferner ist am Behälter 12 noch eine Arretierung 44 gebildet, die die Bremsklappen 32 in ihrer Bremsstellung arretiert. Zwischen dem Synchronring 40 und dem Trägerring 28 sind hydraulisch wirkende Dämpfungsglieder 40 eingesetzt, die einer schlagartigen Öffnungsbewegung der Bremsklappen 32 entgegenwirken,(Fig. 5). Es ist außerdem noch vorgesehen, daß Federungen in der Schließstellung auf die Bremsklappen 32 im Sinne einer Öffnungsbewegung ständig einwirken. Die Bremsklappen 32 werden durch die Federungen so weit von der Behälteroberfläche abgehoben, bis der weitere Öffnungsvorgang durch den auf die Klappen 32 einwirkenden Staudruck selbsttätig bis in die maximale Ausfahrstellung bewirkt wird. Der Synchronring. 40 bewegt sich auf Führungen 50 arn Aufnahmebehälter 12, Wie die Fig. 2 erkennen läßt, kann es für die Stabilisierung des Flugkörpers 8 von Vorteil sein, daß die Brertisklappen 32 in der Endausfahrstellung, wie gestrichelt eingezeichnet, eine gegenüber der Radialen R in Richtung des Behälterhecks 48 geneigt liegen.

Es sind ferner am Flugkörper 8 Stabilisierungsflächen 52 angeordnet, und zwar im Bereich des Hecks des Flugkörpers ?>. Diese Flächen 52 sind um Achsen parallel zur Flugkörperlängsachse schwenkbar und werden durch hier nicht dargestellte, unter Vorspannung stehende Federungen in die Ausfahrstellung (Fig. 4) gedrückt und in dieser Stellung gehalten. Sie nehmen dadurch in der eingeklappten Stellung radial weniger Raum im Behälter 12 ein.

Wie die Fig. 6 zeigt, sind bei einer Ausführungsform acht Bremsklappen am Aufnahmebehälter 12 klappbar angeordnet. Die Anordnung ist dabei so getroffen, daß vier der Bremsklappen 32 gleichmäßig auf den Umfang des Aufnahmebehälters 12 verteilt, angeordnet sind und in durch die Abmessungen der Bremsklappen gebildeten Lücken die übrigen vier Bremsklappen 32' eingesetzt sind. Das Ausfahren der Klappen 32 bzw. 32' wird dabei in zwei Stufen vorgenommen. In der ersten Stufe werden die Klappen 32 und nachfolgend in der zweiten Stufe die Klappen 32' ausgefahren, um eine Überbelastung der Bremseinrichtung zu vermeiden und gleichzeitig eine Verkürzung der Abbremszeit erzielen zu können.

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Die Entriegelung der Bremsklappen 32 bzw. 32' ist so vorgesehen, daß ein hier nicht dargestellter Haltering durch bekannte pyrotechnische Mittel abgesprengt wird und die Bremsklappen 32 bzw. 32' zum Entfalten freigegeben werden.

Bei einer anderen Ausführungsform gemäß Fig. 5 ist vorgesehen, daß die Bremseinrichtung 2G unmittelbar ohne die Verwendung eines Aufnahmebehälters 12 am Flugkörper 8 angebracht werden kann. Es ist dabei notwendig, daß die Bremseinrichtung insgesamt nach erfolgter Abbremsung des Flugkörpers abgeworfen werden kann. Dazu ist der Trägerring 28 un0 der Synchronring 40 aus zwei Halbringen gebildet (nicht dargestellt), die über eine Sollbruchverbindung zusammengeschlossen und am Flugkörper 8 festgeklemmt bzw. geführt werden. Die Sollbruchverbindungen enthalten bekannte pyrotechnische Mittel, wie absprengbare Bolzen od. dgl. Die Auslösung der Sprengsätze kann, wie oben beschrieben, unter Vermittlung eines Staudrucksensors 20 bewirkt werden. Bei Absinken des Staudruckes unter einen bestimmten Grenzwert erfolgt die Auslösung der pyrotechnischen Mittel.

Die Wirkungsweise der Bremseinrichtung-nach den beiden Ausführungsbeispielen ist wie folgt.

Im Flug ist der Flugkörper 8 im Aufnahmebehälter 12 untergebracht und verriegelt. Die Bremseinrichtung 2C befindet sich in ihrer eingefahrenen Stellung (Fig. 1 und 3), d. h. die Bremsklappen 32 bzw. 32' liegen am Behälter an.

Gemäß Fig. 8, in der in einem Diagramm die Geschwindigkeitsverhältnisse über der Zeit t während des Abbrems vor ganges aufgezeigt sind, ist mit V.p„ die resultierende Anströmgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Zeit aufgetragen. Negative Werte von V bedeuten eine Anströmung des Flugkörpers von hinten und positives V eine solche von vorn.

Nachdem der Suchkopf 24 am Flugkörper 8 ein Ziel aufgefaßt hat, wird der Aufnahmebehälter 12 gemeinsam mit dem von ihm getragenen Flugkörper vom Trägerfluggerät 2 freigegeben und danach der Entfaltungsablauf der Bremsklappen 32 ausgelöst. Mit B_f ist in Fig. 7 die Flugbahn bei ungebremstem Abwurf des Flugkörpers 8, mit B die Flugbahn des abgebremsten Flugkörpers 8 bzw. mit dem Aufnahmebehälter 12 und mit B die Flugbahn des Flugkörpers 8 nach Verlassendes Aufnahmebehälters 12 bezeichnet. Die Bremsklap-

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pen 32 werden dabei durch Federungen (nicht dargestellt) so weit vom Aufnahmebehälter 12 abgehoben, daß der Staudruck der Anströmung zum selbsttätigen, vollständigen Öffnen der Klappen 32 ausgenutzt werden kann.

Zum synchronen Entfalten der Bremsklappen 32 dient der Synchronring 40 in Verbindung mit den Rückhaltestangen 3G. Zur Dämpfung der Ausklappbewegung der Bremsklappen dienen die hydraulisch wirkenden Dämpfungsglieder 46. Während des Abbremsvorganges wird die Geschwindigkeit bzw. der Staudruck mittels der Staudruck-Meßsonde 20 gemessen und bei Erreichen des für den Start des Flugkörpers 8 zulässigen Staudruckes der Anströmung, d. h. zum Zeitpunkt T (Fig. 8) das Triebwerk des Flugkörpers 8 gezündet und der z. B. mit einer Schubvektorsteuerung ausgerüstete Flugkörper 8 gestartet. Der Flugkörper 8 verläßt den Aufnahmebehälter 12 in Richtung F auf der Bahn B und hat dabei zunächst noch eine restliche Rückfluggeschwindigkeit V . (Fig. 8). Nach Ausfahren des Flugkörpers 8 aus dem Behälter 12 klappen die Stabilisierungsflächen 52 in ihre wirksame Stellung. Beim Verlassen des Behälters 12 wird die restliche Rückfluggeschwindigkeit V des Flugkörpers 8 rasch abgebaut und geht in eine Vorwärtsbewegung über. Die Schubvektoiv.steuerung erlaubt eine einwandfreie. Führung des Flugkörpers 8 sowohl innerhalb der Rückflugphase bei kleinem Staudruck der Anströmung, als auch innerhalb der Vorwärtsflugphase. Um zu einer Verkürzung der Abbremsphase zu gelangen, kann auch die zweistufig arbeitende Abbremseinrichtung gemäß Fig. G vorgesehen werden.

. Nach Fig. 8 wird zuerst zum Zeitpunkt T das zweite Bremsklappensystem mit den Bremsklappen 32' aktiviert, wenn eine bestimmte Bremsverzögerung eingetreten ist bzw. wenn ein bestimmter Staudruck unterschritten wird. Die Zuschaltung eines zweiten Klappensystems bewirkt eine Widerstandserhöhung bzw. eine erhöhte Verzögerung der Anordnung 12 und erlaubt damit ein früheres Erreichen des zulässigen Staudruckes für den Start des Flugkörpers 8. Durch das zweite Bremssystem '32* wird der Startzeitpunkt von T auf T ' verkürzt. Der Geschwindigkeitsverlauf ist gemäß Fig. 8 in der Boostphase, in der erhöhter Schub wirksam ist, mit B und in der Marschphase mit M bei

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— y -

einem Triebwerk mit zwei Schubphasen bezeichnet. Die strichpunktierte Linie zeigt die Verkürzung der Abbremsphase durch das zweite Bremssystem mit den Bremsklappen 32' und die Möglichkeit, den Flugkörper bereits zum Zeitpunkt T * zu starten. Es ist also dabei B ' die Boostphase bei Verwendung

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einer· zweistufigen Bremseinrichtung 2G und demzufolge 1\I ' die zugehörige Marschphase.

24. pkt. 1974
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Claims

Reg. 239G

Patentansprüche

1. !Einrichtung zum Starten von raketengetriebenen Flugkörpern, deren Flugrichtung entgegen der Flugrichtung seines mit hoher Fluggeschwindigkeit bewegten Trägerfluggerätes gerichtet ist, dadurch gekennzeichnet, daß zur Verzögerung der Fluggeschwindigkeit des Flugkörpers (8) in Flugrichtung seines Trägerfluggerutes (2) eine auf den Flugkörper (8) einwirkende, aus einer widerstandsarmen, in eine Widerstand bewirkende Stellung ausfahrbare, aerodynamisch wirkende Bremseinrichtung (2G) angeordnet und daß die Bremseinrichtung (26) vom Flugkörper (8) nach Abschluß des Abbremsvorganges abtrennbar vorgesehen ist.

2. Einrichtung beispielsweise nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Aufnahme des Flugkörpers (8) am Trägerfluggerät (2) ein Aufnahmebehälter (12) angeordnet, daß der Aufnahmebehälter gemeinsam mit dem Flugkörper (8) vom Trügerfluggerät (2) abtrennbar vorgesehen ist und daß der Aufnahmebehälter (12) die Bremseinrichtung (26) trägt.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 und bzw. oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremseinrichtung (26) aerodynamisch wirkende, aus einer widerstandsarmen Stellung in eine Ausfahrstellung ausklappbare Bremsklappen (32) aufweist.

4. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwei nacheinander in Wirkstellung ausfahrbare Bremsklappen-Systeme (32 und 32') mit zueinander symmetrischer Anordnung vorgesehen sind.

5. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremseinrichtung (26) einen axial zum Flugkörper (8) bzw. dem Behälter (12) ver-

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schiebbaren Synchronring (40)" aufweist, an dem die Bremsklappen (32) gemeinsam angreifen.

G. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremseinrichtung (2G) am Aufnahmebehälter (12) fest angeordnet ist.

7. Einrichtung nach Anspruch 1 bis (3, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremseinrichtung (26) unmittelbar am Flugkörper (8) angebracht und vom Flugkörper (8) lösbar vorgesehen ist.

8. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Synchronring (40) und dem Trägerring (28) die Ausklappbewegung der Bremsklappen (32, 32') dämpfende Glieder (4G) angeordnet sind.

9. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremsklappen (32, 32') im Querschnitt keilförmig bzw. gewölbt ausgebildet und mit ihrer Hohlseite gegen die Anströmung gerichtet angeordnet sind.

10. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremsklappen (32, 32') in ihrer maximalen Ausfahrstellung um einen Winkelbetrag mit der Anströmung gegenüber der Radialen (R) geneigte Lage einnehmen.

11. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß zum Einschalten des Antriebes des Flugkörpers (8) eine Staudruck-Meßsonde (20) in Verbindung mit einem Druckschalter und der Triebwerkszündung vorgesehen ist.

12. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet,' daß zur Entriegelung der Bremsklappen (32, 32') in Einfahre teilung an sich bekannte pyrotechnische Mittel verwendet sind.

KJ iq/Be/bc

24. ov^. 1974 609819/0654

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