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Raketengetriebener Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisie-
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rungsflächen Die Erfindung bezieht sich auf einen raketengetriebenen
Flugkörper mit im Ausmaß eines vorgegebenen Stabilitätsverhaltens während der Startphase
stufenweise entfaltbaren Stabilisierungsflächen.
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Raketengetriebene Flugkörper sind während der Beschleunigungsphase
gegenüber Störeinflüssen, die eine Drehung des Flugkörpers um eine seiner Querachsen
bewirken, besonders empfindlich.
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Hierdurch entstehen Schubkomponenten senkrecht zur Sollrichtung, die
zu einer Bahnwinkelablage bei Brennschluß des oder der Raketentriebwerke des Flugkörpers
führen. Hierbei ist die erste Flugphase des Flugkörpers nach dem Verlassen seiner
Startvorrichtung am kritischsten. Zu diesem Zeitpunkt hat der Flugkörper eine verhältnismäßig
geringe Fluggescfrindigkeit, so daß Störeinflusse, insbesondere Windstörungen hier
besonders leicht zu Ablagen des Flugkörpers von der vorgesehenen Flugrichtung führen.
Während des Flut,es dreht ein aerodynamisch stabiler Flugkörper in den Wind und
nimmt die Richtung der Resultierenden aus Flug- und Windgeschwindigkeit ein. Ein
aerodynamisch instabiler Flugkörper dagegen wird vom Wind abgedreht. Diese Drehungen
um den Schwerpunkt f'2lren zu Fehlausrichtungen des Schubvektors und damit zu Bahnwinkelablagen
mit entsprechenden Ablagen in Zielgebiet.
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Durch; die DT-OS ly fo 658 ist ein raketengetriebener ballistisch
fliegender Flugkurper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen bek&-nnt geworden,
die nach einer durch den Start des Flugkörpers eingeleiteten vorbestimmbaren Verzögerungszeit
ausgeklappt werden. Dadurch hat der Flugkörper an Anf'ang seiner Flugbahn eine instabile
Flugphase, die nach dem Entfalten der Stabilisierun,sflächen schlagartig in eine
stabile Flugphase übergeht. Das Flugverhalten eines solchen Flugkörpers ist daher
je nach seiner Stabilität durch Flughasen unterschiedlicher Störempfindlichlceit
gekennzeichnet.
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Wie die Erfahrung gezeigt hat, ist es bei ballistisch fliegenden raketengetriebenen
Flugkörpern zur Erzielung minimaler Streuung unter dem Einfluß der genannten Störgrößen
aber wünschenswert, die Stabilität des Flugkörpers in der Startphase stufenweise
aufzubauen. Beispielsweise kann es wünschenswert sein, zu Beginn des Startvorganges
indifferent zu starten und zu einem optimalen Zeitpunkt die volle Stabilität zu
haben.
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Hierzu ist es aus der DT-OS 21 6o 324 bekannt, die entfaltbaren Stabilisierungsflächen
eines raketengetriebenen Flugkörpers in hintereinander angeordnete Teilflächen zu
unterteilen und die Größe der wirksamen Fläche der Stabilisierungsflächen im Ausmaß
der erforderlichen Beeinflussung des Stabilitätsverhaltens des Flugkörpers über
an sich bekannte Schaltmittel zu verändern.
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Durch dieses partielle Aufklappen des Leitwerkes ist es möglich, den
Druckpunktverlauf des Flugkörpers den ballistischen Erfordernissen anzupassen.
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Der Realisierung solcher stufenweise aufklappbarer Stabilisierungsflächen
stehen aber erhebliche Schwierigkeiten entgegen, da diese möglichst in dem relativ
engen Raum um den Düsenhals des Raketentriebwerkes unterzubringen sind, um den Querschnitt
des Flugkörpers nicht zu vergrößern.
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Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, bei einem Flugkörpers
der eingangs genannten Art die nach einem vorgegebenen Programm entfaltbaren Stabilisierungsflächen
so auszubilden, daß sie besser als bisher an einem Flugkörper angebracht werden
können und ohne daß dadurch Teile der Stabilisierungsflächen oder ihrer Einrichtungen
zur Entfaltung über den Außendurchmesser des Flugkörpers ragen oder aber den Außendurchmesser
des Flugkörpers insgesamt vergrößern.
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Ausgehend von einem Flugkörper der eingangs genannten Art ist diese
Aufgabe gemäß der Erfindung gelöst durch eine solche Ausbildung der Stabilisierungsflächen,
daß sie bei gleichbleibender Leitwerkstiefe in ihrer Spannweite stufenweise entfaltbar
sind.
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Hierzu ist nach einem weiteren Merkmal der Erfindung jede der Stabilisierungsflächen
in zwei, vorzugsweise drei gelenkig miteinander verbundene Teilflächen unterteilt,
deren Schwenkachsen jeweils parallel zur Längsachse des Flugkörpers liegen, wobei
jeder
Schwenkachse ein die Teilflächen ausklappender Kraftspeicher zugeordnet ist, die
durch den Teilflächen zugeordnete zeitabhängig auslösbare Sperrvorrichtungen in
Betrieb setzbar sind.
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Es ist leicht einzusehen, daß durch eine solche Anordnung und Ausbildung
der Teilflächen der Stabilisierungsflächen diese leicht in den freien Raum im Bereich
zwischen Flugkörperrumpf und Düsenhals angeordnet werden können, ohne daß sie den
durch den Rumpf des Flugkörpers gegebenen Durchmesser überragen. Infolge der großen
Leitwerkstiefe wird das Gebiet des MaximalauS-triebes und damit die Wirksamkeit
der Stabilisierungsflächen groß.
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Zwar ist es aus der DT-AS lo 58 951 bekannt, die Teilflächen von entfaltbaren
Stabilisierungsflächen eines raketengetriebenen Flugkörpers um Achsen zu entfalten,
die parallel zur Längsachse des Flugkörpers liegen. Dort ist aber lediglich an das
Falten der Stabilisierungsfläche und nicht an das nach einem vorbestimmten Programm
erfolgende Entfalten der Stabilisierungsflächen zum Zwecke der stufenweisen änderung
des Stabilitätsverhaltens des Flugkörpers gedacht worden. Solche Stabilisierungsflächen
entfalten sich zu einem bestimmten Zeitpunkt in voller Größe, so daß im eingeklappten
Zustand der Stabilisierungsflächen der Flugkörper voll instabil ist, was einer Minimierung
der: Streuung in der Anfangsphase des Startvorganges abträglich ist.
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Ein Ausfbhrungsbeispiel der Erfindung ist anhand der Zeichnung nachfolgend
beschrieben.
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Es zeigen: Figur 1 eine Draufsicht auf eine Ausführungsrorm eines
Klappleitwerkes gemäß der Erfindung, Figur 2 eine Ansicht von hinten auf das Klappleitwerk
nach Fig. 1 im teilweise ausgeklappten Zustand,
Figur 5 eine Ansicht
von hinten auf das zusammengeklappte Klappleitwerk und Figur 4 eine Einzelheit des
Riegelmechanismus in vergrößerter Darstellung.
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Um die nachteiligen Wirkungen des Verlaufes von Druckpunkt und Schwerpunkt
eines Flugkörpers F auf seiner Flugbahn, insbesondere während des Startvorganges,
zu beheben, sind dessen Stabilisierungsflächen LW längs ihrer Spannweite jeweils
in drei gleiche Teile 1, 2 und 5 unterteilt, die im zusammengeklappten Zustand aufeinanderliegend
sich innerhalb des von Triebwerksdüse 4 und Außendurchmesser des Flugkörperrumpfes
5 begrenzten Raumes befinden; vgl. Fig. 5.
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Die Teile einer jeden Stabilisierungsrläche sind jeweils durch parallel
zur Flugkörper-Längsachse liegende Achsen 8, die je in Lageraugen 9 und lo der Teile
1 bis 5 eingreifen, gelenkig miteinander verbunden. Das dem Flugkörperrumpf am nächsten
liegende Teil 1 weist ebenfalls Lageraugen 9 auf und ist jeweils durch eine ebenfalls
zur Flugkörper-Längsachse parallele Achse 11 mit einem rotationssymmetrischen Trägerelement
12 gelenkig verbunden.
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Das Trägerelement befindet sich zwischen dem Ende des Flugkörperrumpfes
und dem Ende der Düse 4 und weist an seinen Enden je einen Bund 15 und 14 sowie
in seinem ersten Drittel einen Bund 15 auf. Die Achsen 11 erstrecken sich durch
die Bunde 14 und 15 und enden jeweils in einem Sackloch 16 des Bundes 15. Je eine
auf den Achsen 8 und 11 angeordnete Schraubenfeder 17 hat das Bestreben, durch ihre
Torsionswirkung die nebeneinanderliegenden Teile durch Drehung um die Achsen 8 und
11 aufzuklappen, bis die aus Fig. 1 ersichtliche Endstellung erreicht ist. Sie erzeugen
ferner Haltekräfte, um die einzelnen Flügelteile in der ausgeklappten Stellung in
ihrer Lage zu halten. Hierzu stützen sich
die Federenden jeweils
auf den Lageraugen 9 und lo ab und beaufschlagen die Teile in Richtung des Pfeiles
18, wodurch im aufgeklappten Zustand die Verriegelung der Teile der Stabilisierungsflächen
aufrechterhalten wird. Zierzu ist der jeweils hintere Teil der Lageraugen lo mit
einer Kerbe oder Rast 19 versehen, in welche jeweils ein auf dem Bund 14 bzw. auf
den Lageraugen 9 befindlicher Vorsprung 20 eingreifen kann. Die Kerben 19 und die
Vorsprünge 20 sind jeweils derart angeordnet, daß bei ihrer Ineingriffstellung sich
die Teile der Stabilisierungsflächen in der in Fig. 1 dargestellten radialen Lage
befinden.
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Ferner sind etwa in der Mitte eines jeden Flügelteiles 2 und 3 im
zusammengeklappten Zustand miteinander fluchtende Ösen 22 und 23 vorgesehen, durch
die jeweils ein Riegelstab 25 gesteckt ist. Ferner sind Riegelstäbe 26 der Teile
3 vorgesehen, die im eingeklappten Zustand der Klappflügel in Bohrungen 27 innerhalb
der Bunde 14 und 15 eingreifen, vgl. Fig. 3.
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Jedem Riegelstab ist eine Sprengkapsel 50 zugeordnet, die bei ihrer
Zündung die Riegelstäbe zerstört, so daß die durch ihn hervorgerufene Sperre zwischen
den nebeneinanderliegenden Teilen einer Stabilisierungsfläche aufgehoben ist und
die jeweilige Schraubenfeder 17 die ihr zugeordneten Teile in die in Fig. 1 dargestellte
ausgeklappte Lage bewegt. Ferner ist der Anzahl der Teile der Stabilisierungsflächen
entsprechend eine Anzahl von pyrotechnischen Verzögerungsgliedern 32 vorgesehen,
durch die das zeitverzögerte Ausklappen der Flügelteile steuerbar ist. Die pyrotechnischen
Verzögerungsglieder werden jeweils durch eine weitere Sprengkapsel 33 ausgelöst,
die beim Start des hier nicht näher dargestellten Raketentriebwerkes gleichzeitig
elektrisch gezündet wird.
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Durch richtige Bemessung der pyrotechnischen Verzögerungssätze läßt
sich also ein stufenweises Ausklappen der Stabilisierungsflächen im Sinne einer
Optimierung der von dem Flugkörper durchzuführenden ballistischen Flugbahn erreichen.
Selbstverständlich
können auch andere Verzögerungsmittel verwendet werden, es sind zwei, drei oder
vier gleichmäßig am Umfang des Flugkörperrumpfes verteilte Stabilisierungsflächen
möglich.
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Patentansprüche:
L e e r s e i t e