DE3122320A1 - Drallstabilisierter uebungsflugkoerper - Google Patents
Drallstabilisierter uebungsflugkoerperInfo
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Description
Troisdorf, den 27» Mai 1981
OZ-.81028 (4013) Sc/Ce
DYNAMIT NOBEL AKTIENGESELLSCHAFT . Troisdorf, Bez„ Köln
Drallstabilisierter tlbungsflugkörper
Die Erfindung befaßt sich mit einem drallstabilisierten Übungsflugkörper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen
Art.
Aus der DE-PS 16 78 197 ist ein drallstabilisiertes Geschol
für Übungsmunition mit verkürzter Reichweite bekannt, bei dem ohne Zerlegung des Geschosses eine plötzliche Erhöhung
des aerodynamischen Widerstandes dadurch erreicht wird, daf das Geschoß durch künstliche Reduzierung des Dralls instabil
wird und mit dem Heck nach vorn bei somit erhöhtem aerodynamischen Widerstand weiterfliegt«, Die Drallreduzierung
wird durch Radialflächen im Ogivenbereich oder nach Art eines Radialverdichters erreicht, d.h. durch Ausnutzung
der Coriolis-Beschleunigung in der innerhalb des Geschossei über entsprechende Bohrungen radial nach außen strömenden
Luft. Eine Erweiterung dieses Prinzips ist in.der DE-OS 21 4-9 977 beschrieben. Gemäß der DE-OS 26 16 209 kann .
yJ I L. £. yJ £- \J
weiterhin vorgesehen werden, die als Radialverdichter wirkende Drallbremse auf der Übungsflugstrecke dadurch zu
blockieren, daß der Staudruck der Luftströmung auf einen Kolben wirkt, der zuerst ein zähes Fluid aus einer Kammer
preßt, bis die Strömungskanäle für den Radialverdichter freigesetzt werden.
Die in axialer Richtung nicht geneigten Radialflächen im Ogivenbereich haben den Nachteil, daß sie von Anfang an,
d.h. sofort nach Verlassen der Abschußvorrichtung wirken. Weiterhin ist der Kräfteangriff vor dem Schwerpunkt des
Übungsflugkörpers ungünstig für dessen Stabilität im Übungs bereich. Dadurch wird"das aerodynamische Verhalten des
Übungsflugkörpers gegenüber dem des Originals stark verändert, so däß die Forderung nach verkürzter Reichweite
im Regelfall zwar erfüllt wird, nicht aber die nach befriedigender ballistischer Übereinstimmung. Gemäß den
heutigen Sicherheitsanforderungen wird weiterhin angestrebt, daß die Maximalschußweite unter allen Umständen
begrenzt ist,.die Übungsflugkörper also fail-safe sind. Auch die Erfüllung dieser Forderung ist bei Radialflächen
im Ogivenbereich fraglich, wenn beispielsweise Fremdkörper in der Luft alle Flächen abreißen oder Abpraller auftreten
Das gleiche gilt für die Verdichterlösung, die gegenüber der Lösung mit Radialflächen im Ogivenbereich aerodynamiscl
zwar etwas günstiger ist, dafür aber hinsichtlich der Fail-safe-Forderung.wesentlich ungünstiger ist, beispielsweise
infolge Blockierung des axialen Einlaufe durch Fremdkörper oder Klemmen des Kolbens.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, insbesondere ein drallstabilisiertes Übungsgeschoß,aber auch andere drallstabilisierte
tlbungsflugkörpea^ so zu gestalten, daß bei
möglichst einfachem Aufbau eine weitgehende Erfüllung der
Fail-safe-Forderung gewährleistet ist, der Übungsflugkörper also unter möglichst allen Umständen in seiner
Maximalschußweite begrenzt ist, so daß er auf vergleichsweise kleinen Übungsplätzen verwendet werden kann. Dabei
soll er sich vom Originalflugkörper in seiner äußeren Form in der Masse, im Drall, in den Massenträgheitsmomenten und
in den aerodynamischen Beiwerten nur möglichst wenig unterscheiden, um mit dem Originalflugkörper eine gute
ballistische Übereinstimmung im Übungsbereich zu erzielen und keine größeren Modifikationen z„B. an der Treibladung
oder der Hülse eines Übungsgeschosses erforderlich zu machen. Der Aufbau sollte möglichst einfach sein, um insbesondere
bei vergleichsweise billigen Originalflugkörpern wirtschaftliche Übungsflugkörper herstellen zu können. Die
Übungsflugkörper sollten sowohl die' Verwendung als auch di<
NichtVerwendung eines Treibspiegels erlauben. Weiterhin sollte die Originalabschußeinrichtung ohne Modifikationen
benutzt werden können.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Ausbildung
entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst. Ein rotierender Flugkörper fliegt stabil, wenn für den Stabilitätsfaktor
s gilt
S 'H^)
>1,
wobei K eine flugkörperspezifische Konstante, iO die
Winkelgeschwindigkeit um die Längsachse des Flugkörpers und v^ die Geschwindigkeit der ungestörten Anströmung ist
Diese Beziehung gilt nur näherungsweise. Das genaue Stabilitätsgesetz soll hier jedoch nicht erörtert werden, weil
es auf den Erfindungsgedanken keinen Einfluß hat. Weitare Angaben hierzu sind z.B„ Molitz und Strobel, "Äußere
Ballistik", Springer Verlag, 1953 und Germershausen u.a.,
"Waffentechnisches Handbuch", Rheinmetall GmbH, Düsseldorf
1977 zu entnehmen.
Erfindungsgemäß wird der Übungsflugkörper so ausgelegt, daß die vorgenannte Beziehung nicht erfüllt ist, d.h.
s<1 ist, der Übungsflugkörper also ohne besondere Maßnahmen instabil fliegt. Durch den erhöhten aerodynamischen
Widerstand beim instabilen Flug wird der Übungsflugkörper den vorgegebenen Sicherheitsbereich nicht überschreiten.
Dabei ist es möglich, daß er durch die erheblichen Kräfte und Momente bei Beginn oder während des instabilen Fluges
zerstört wird oder in neuer stabiler Lage mit dem Heck nact vorn fliegt, ebenfalls mit stark erhöhtem aerodynamischen
Widerstand.
Um den Übungsflugkörper jedoch der Übungsaufgabe entsprechend
auf der Übungsflugstrecke, d.-h. kurzzeitig
stabil zu halten, wird erfindungsgemäß am Übungsflugkörper ein Leitwerk angebracht, welches .das Stabilitätsdefizit
der Drallstabilisierung kompensiert. Das Leitwerk ist dabei hinter dem Schwerpunkt des Übungsflugkörpers, vorzugsweise
in dessen Heckbereich ^angebracht, um die stabilisierende Wirkung zu erreichen.
Da bei einem rotierenden Übungsflugkörper in der Regel die Fluggeschwindigkeit V00 schneller als die Winkelgeschwindigkeit
ω abnimmt, wird der Übungsflugkörper der vorgenannten Gleichung entsprechend ohne besondere Maßnahmen
mit abnehmender Fluggeschwindigkeit immer stabiler, so daß die Forderung der Flugweitenbeschränkung ohne zusätzliche
Maßnahmen nicht erfüllt werden kann.
Entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 ist deshalb das Leitwerk weiterhin so ausgelegt, daß es ein die Rotation
bremsendes Längsmoment erzeugt, damit (co /V0^ ) nach
Verlassen des Übungsbereiches, gegebenenfalls aber auch schon auf der Übungsflugstrecke kleiner wird. Die Erfindung
ist auch auf drallstabilisierte Flugkörper anwendbar, bei
denen die Pluggeschwindigkeit v^ nicht schneller als die
Winkelgeschwindigkeit 03 abnimmt. In diesem Fall muß das
Leitwerk beim Übungsflugkörper das Verhältnis (ω/V00 )
stärker reduzieren als es bei dem Originalflugkörper der Fall ist. Dies ist erforderlich, da die durch das Leitwerk
bewirkte aerodynamische Stabilisierung, d.h. s (Leitwerk) aus aerodynamischen Gründen, die hier nicht näher erläutert
werden sollen, mit abnehmender Überschallfluggeschwindigkeit zunimmt.
Erfindungsgemäß ist also das durch die Abbremsung der Rotation - auch Rolldämpfung genannt - bedingte Stabilitätsdefizit
frühestens am Ende der Übungsflugstrecke so groß,, daß das Leitwerk nicht mehr ausreicht, die kombinierte
Drall-Leitwerks-Stabilisierung· aufrecht zu erhalten Der Übungsflugkörper wird instabil und überschreitet die
geforderte besonders geringe Restflugstrecke nicht.
Der Übungsflugkörper ist fail-safe, da bei einem Ausfall des Leitwerks sowohl dessen rotationsdämpfende als auch
stabilisierende Wirkung entfällt und der Übungsflugkörper aufgrund seiner Auslegung instabil fliegt. Der Übungsflugkörper
erfüllt weiterhin die Forderung nach möglichst genauer Simulation der Originalflugbahn im Übungsbereich,
da man es je nach Auslegung des Leitwerks - wie nachstehend näher erläutert - in der Hand hat, die Rotationsdämpfung des Übungsflugkörpers erst am Ende der Übungsflugstrecke
oder bei geringeren Anforderungen an die Originaltreue auch bereits in der Übungsflugphase einsetzen zu
JO lassen.
Die Drallstabilität des Übungsflugkörpers gegenüber der
des Originalflugkörpers kann bei unveränderter Winkel- und
Fluggeschwindigkeit z.B. dadurch auf s<£1 verringert werden,
daß der Schwerpunkt nach hinten verlegt wird. Dadurch
» * MV« « V* V« V· V
«Ρ
wird der Abstand zwischen dem Druckpunkt (Angriffspunkt der Resultierenden R der aerodynamischen Kräfte ohne' Berücksichtigung der Leitwerkskräfte) des Übungsflugkörpers
und dessen Schwerpunkt vergrößert, wodurch die flugkörperspezifische Konstante K aus hier nicht näher zu erörtenden
Gründen und dementsprechend auch der Stabilitätsfaktor s verkleinert wird. Die Rückverschiebung des Schwerpunktes z.B.
durch Wahl unterschiedlicher Materialien oder Bildung von Hohlräumen hat weiterhin den Vorteil, daß der Übungsflugkörper
beim Abschuß weniger beansprucht wird als der Originalflugkörper, da der Angriffspunkt der d'Alembertsche;
Massenkräfte näher am Heck liegt.
Wird.angenommen, daß beim Abschuß nicht nur die Winkelgeschwindigkeiten,
sondern auch die Massen von Original- und ÜbungsflAigkörper gleich sind, um neben dem gleichen Abschußrohr
auch die gleiche Treibladung verwenden zu können und wird weiterhin die äußere Kontur weitgehend - bis auf
das Leitwerk - beibehalten, so läßt sich die Drallstabilität
auch dadurch herabsetzen, daß das Massenträgheitsmomen't In um die Längsachse des Flugkörpers erniedrigt
(hohe Massendichte in der Nähe der Drehachse) und das Massenträgheitsmoment I um die Querachse des Flugkörpers
erhöht wird (hohe Massendichte vorn und hinten). Dies ergibt sich wiederum aus der flugkörperspezifischen Konstante
K, für die gilt Κ-Ί^/Ι .
Sind geringe Unterschiede in der Kontur erlaubt oder notwendig,
so gibt es entsprechend K^d/1 weitere Möglichkeiten
zur Reduzierung der Drallstabilität des Übungsflugkörpers gegenüber der des Originalflugkörpers. Danach ist
eine Reduzierung bei konstanter Masse m auch durch Verringerung des Kalibers d und/oder Erhöhung der Länge 1 des
Flugkörpers möglich.
Der aerodynamische Widerstand ¥ eines Plugkörpers verändert sich bei affiner Veränderung des Flugkörperdurchmessers d
proportional d , während eine Verlängerung z.B. durch Vergrößerung
des zylindrischen Teils des Plugkörpers, nur eine geringfügige Steigerung des aerodynamischen Widerstandes W
zur Folge hat. Eine geringfügige Reduzierung des Kalibers d des Übungsflugkörpers bietet daher weiterhin eine Möglichkeit,
erforderlichenfalls die durch das Leitwerk bedingte aerodynamische WiderstandserhöhungÄW zu kompensieren.
10
Das Leitwerk kann grundsätzlich fest am Übungsflugkörper ausgebildet werden, indem dieser beispielsweise am Heck
mit mehreren gleichmäßig über den Umfang verteilten festen
Leitwerksflachen versehen wird, die unter dem Einstellig
winkel €. gegenüber der Längsachse des- Flugkörpers geneigt
sind.
Es sind Fälle möglich, bei denen der feste Einbau eines Leitwerks.unmöglich, schwierig oder nur durch teuere
Änderungen, z.B. am Treibspiegel eines Unterkalibergeschosses, zu erreichen ist. In diesen Fällen wird entsprechend
Anspruch 2 vorgeschlagen, das Leitwerk im Übungsflugkörper zu verstauen und in bekannter Weise erst im
Fluge freizusetzen. Der dazu notwendige Mechanismixs ist
fail-safe, weil der Übungsflugkörper bei Nichtfunktion sofort instabil wird.
Diese Anordnung kann entsprechend Anspruch 3 dahin erweitert
werden, daß die Rolldämpfung während des Fluges infolge der mit abnehmender Winkelgeschwindigkeit sinkenden
Fliehkraft herabgesetzt wird, falls dies entsprechend den
ballistischen Erfordernissen des Einzelfalles vorteilhaft ist,
35Weitere besonders vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung
sind in den Ansprüchen 4 bis 10 angegeben. Die An-
L. £. -J L· U
sprüche 4 bis 9 beziehen sich auf Übungsflugkörper mit
einem separaten Leitwerksträger, der gegenüber dem übrigen
Übungsflugkörper - auch Vorkörper genannt - in axialer Richtung drehbar ist und je nach Ausbildung die Erfüllung
unterschiedlicher Anforderungen ermöglicht.
Eine weitere Möglichkeit, um auch bei einem festen Leitwerk dessen Einfluß während der Übungsflugphase möglichst
vollständig zu kompensieren, ist im Anspruch 10 angegeben. Der Strahlantrieb weist wenigstens zwei symmetrisch angeordnete
Austrittsdüsen auf, die gegenüber der Flugkörperlängsachse derart geneigt sind, daß auf den Übungsflugkörper
sowohl ein beschleunigendes Längsdrehmoments als auch ein Antriebsschub innerhalb der Übungsflugstrecke
ausgeübt werden. Der Strahlantrieb 'ist bevorzugt als Feststoff triebwerk ausgebildet, kann.aber z.B. entsprechend
der DE-OS 25 57 293 auch ein Kalt- oder Heißgasantrieb
sein,
In der Zeichnung sind grundlegende Zusammenhänge der Erfindung und einige Ausführungsbeispiele schematisch gezeigt,
anhand welcher die Erfindung nachstehend näher erläutert wird.
Es zeigen
Fig. 1 den qualitativen Verlauf der Stabilitätsfaktoren s in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl
Ma,
30
30
Fig. 2a bis d den qualitativen Verlauf der resultierenden
Anströmrichtung ν an verschiedenen Punk-
JL Co
ten der Übungsflugstrecke,
Fig. 3a und b zwei Varianten einer Version 1 des Übungsflugkörpers,
Fig. 4-a bis c drei Varianten einer Version 2 des 'Übungsflugkörpers ,
Fig. 5a bis d vier Varianten einer Version 3. des Übungs-5'
flugkörpers und
Fig. 6a und b eine weitere Version 4 des Übungsflugkörpers.
In -Fig. 1 sind die qualitativen Verläufe der verschiedenen
Stabilitätsfaktoren, nämlich
s^ = s(Drall) ohne Leitwerkseinfluß
S2 = s(Drall) durch " · ·
s, '= s (Leitwerk)
S^, = s (Drall- + Leitwerk) = Sg+s^
in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl Ma dargestellt.
Der Übungsflugkörper verläßt mit der Machzahl Ma^ das Abschußrohr»
Fällt das Leitwerk aus, so ist der Übungsflugkörper zwischen den Machzahlen Ma^ und Ma2 gemäß der Kurve
Sy, instabil und wird verstärkt abgebremst. Mit erfindungsgemäß wirkendem Leitwerk wird dagegen der Stabilitätsan-
teil s^ abgebaut, so daß sich der Kurvenverlauf S2 ergibt,
während der Stabilisierungsanteil s-, des Leitwerkes aus
hier nicht zu erörternden Gründen mit abnehmender Machzahl zunimmt. Beide Stabilitätsanteile zusammen ergeben einen
Kurvenverlauf s^ ;> Λ, solange die'Übungsflugmachzahl"
Ma>Ma, ist. Nach Unterschreiten von Ma7 wird der Übungsflugkörper
instabil, was zu einer entsprechend starken Erhöhung des aerodynamischen V/iderstandes und der gewünschten
kurzen Restflugweite führt.
Die Figuren 2b bis d zeigen qualitativ Größe und Anstell-
O IZ.,
m * <· « ρ · VV
winkel OC der resultierenden Geschwindigkeit ν bei
vernchiedenen Flugzuständen. Der geometrische Anstellwinkel
et _.-_ ist derjenige Winkel, den die resultierende
Geschwindigkeit ν mit der Längsachse des Übungsflugkörpers bildet. Die resultierende Fluggeschwindigkeit ν
ist wiederum die Summe aus der Geschwindigkeit der ungestörten Anströmung V-0 , der Geschwindigkeitsänderung Av
an der Flugkörperoberfläche durch die Dickenverteilung de Flugkörpers und die Umfangsgeschwindigkeit infolge der
Rotation des Flugkörpers ν =u«r. Die Geschwindigkeiten
sind dabei als Vektoren zu betrachten. Dieser Zusammenhang ist in Fig. 2a gezeigt.
Am Anfang der Übungsflugstrecke sind gemäß Fig. 2b der
entsprechend 'festgelegte Einstellwinkel S der Leitwerksflächen und- der geometrische AnstellwinkelOL vorzugsweise
mehr oder weniger gleich, so daß kein oder nur ein geringer Einfluß des Leitwerks auf die Winkelgeschwindigkeit
to vorhanden ist. Das Le.itwerk reagiert -nur auf den Anstellwinkel «si. der Anströmung v«, , d.h. es gewährleistet
in gewünschter Weise die Stabilität. Der Anstellwinkel Λ ist hier wegen der axialen Anströmung V00 gleich Null.
Nach einer gewissen Flugzeit t, nach der durch aerodynamische
Kräfte die Fluggeschwindigkeit V08 in der Regel
schneller abgenommen hat, ist gemäß Fig. 2c 3-Keom >
^ geworden und die resultierende Luftkraft R am Leitwerk bremst die Rotation.verstärkt ab.
Das vom Leitwerk erzeugte, die Rotation des Übungsflugkörpers abbremsende Längsmoment M=n-r«R steigt mit
dem effektiven Anstellwinkel e-gff»= ^o-eom" ^
während der Übungsflugzeit stetig an. Dabei bedeuten η die
Anzahl der Leitwerksflächen und r deren mittleren Abstand
von der Längsachse.
/3
Gegen Ende der Übungsflugzeit kann gemäß Pig. 2d OL __ =
Θ X X
In... -£ so groß geworden sein, daß die den Auftrieb A
erzeugende Strömung mehr oder weniger zusammengebrochen ist und der Widerstand W vorherrscht. Dies ist jedoch nich
nachteilig, weil die resultierende Luftkraft R weiterhin die Winkelgeschwindigkeit ω abbaut, bis der Flugkörper instabil
wird.
Das Längsmoment H des Leitwerks wird außer von η und r
wegen R -γ A +W auch von der Größe und Form der Leitwerksflächen
beeinflußt. Es stehen daher genügend Parameter zur Verfügung, um das Leitwerk den jeweiligen Erfordernissen
eines Übungsflugkörpers anzupassen.
Die Versionen' 1 bis 4· unterscheiden sich durch den Grad
der Simulationstreue der Originalflugbahn und den dafür notwendigen technischen Aufwand.
Die in Fig. 3a und b gezeigten Versionen 1a und 1b zeichner
sich dadurch aus, daß sie keine gegeneinander beweglichen Bauteile aufweisen und somit einfach zu fertigen sind. Das
in Fig. 3a in der Seitenansicht dargestellte unterkalibrige
ÜbungsgeschQß weist die Ogive 1, den zylindrischen Teil
2 und das Heck 3 mit fest angebrachtem Leitwerk 4- auf.
Gegenüber den bekannten Ubungsgeschossen hat dieses den Vorteil, das seine aerodynamische Form weitgehend mit dem
Originalflugkörper übereinstimmt. Die Abweichungen am Heck
3 haben in Überschallströmung nur geringe Auswirkungen..
Version 1a unterscheidet sich von der Originalraunition im
Fluge nur dadurch, daß die zeitlichen Drallvorläufe D(t)=I-j · io(t) nicht übereinstimmen. Durch die zusätzliche
Leitxverksötabilisierung ist dies jedoch nicht so wichtig
wie bei den bekannten Übungsflugkörpern. Der Einstellv/inkel
£ der Leitwerksflachen wird so gewählt, daß ein raerklicher
Drallabbau erst nach Durchfliegen der Übungsflug-
O I LLO LU
strecke auftritt, was natürlich die Maximalflugstrecke
gegenüber demjenigen Fall verlängert, bei welchem der Drall von Anfang an abgebaut wird. Insbesondere wird der Einstellwinkel
£ gleich dem mittleren geometrischen Anstellwinkel OL ra auf der Übungöfl\igstrecke gewählt, so daß das
Leitwerk zunächst ein die Rotation des Übungsflugkörpers beschleunigendes Längsmoment auf diesen ausübt und dann
erst ein abbremsendes.
Die Grundrißform der einzelnen Flächen des Leitwerkes 4- ist
bei der Version 1a und auch bei den anderen Versionen nicht auf ein Dreieck oder ein Rechteck beschränkt. Auch alle
anderen Flügelgrundrißformen sind prinzipiell anwendbar. Die Leitwerk§flächen können eben bzw. verwunden und/oder
gewölbt sein."Sie können je nach den Umständen des Einzelfalles auch .durch reine .aerodynamische Widerstandskörper,
z.B. gleichmäßig über den Umfang verteilt radial angeordnete zylinderförmige Ansätze, ersetzt werden, welche die
aerodynamische Stabilität erhöhen und gleichzeitig die Rotation des Ubungsflugkörpers abbremsen.
Das Leitwerk 4· der Version 1a ist überkalibrig und somit
nur für einen unterkalibrigen Flugkörper verwendbar. Im Unterschied dazu ist die in Fig. 3b gezeigte Version 1b
25auch für eine Vollkalibermunition geeignet. Das Übungsgeschoß
ist gleichfalls in der Seitenansicht gezeigt, wobei hier und in den anderen Figuren jeweils gleiche Teile
mit gleichen Bezugsziffern gekennzeichnet sind. Wegen
der gestörten Strömung im Bereich des Leitwerks 4 und der
ungünstigeren Form der Leitwerlcsf lachen 'der Version 1b muß
bei gleicher Wirksamkeit die gesamte Leitwerksfläche größei als bei Version 1a sein, was infolge zu großer Abweichung
von der Originalkontur ungünstig sein kann. In diesem Falle kann eine der Versionen 2 von Vorteil sein.
·
Die Versionen 1 sind fail-safe, wie aus Fig. 1 ersichtlich Die stabilisierende Wirkung des Leitwerks ist während der
gesamten Übungsflugzeit t(Ma^)^ t ^t(Ma,) notwendig» Um
eine Stabilität auch für t>t(Ma?) aufrechtzuerhalten,
müßte das Leitwerk vergrößert werden. Eine Zerstörung des Leitwerks, z.B. durch Abpraller, ist somit fail-safe.
In den Pig. 4a bis c sind drei verschiedene Versionen 2a
•bis c des Übungsflugkörpers wieder in der Seitenansicht und im Bereich des Hecks geschnitten gezeigt. Fig. 2a und b
zeigen dabei in der linken Hälfte den Zustand ohne Rotation und in der rechten Hälfte den Zustand mit Rotation,
d.h. nach erfolgtem Abschuß. Fig. 4c zeigt- dagegen nur den Zustand mit Rotation.
■ - ■
Die Versionen 2 sind mit an sich bekannten Klapp- oder Ausfahrleitwerken ausgestattet. Dies hat den Vorteil, daß
Interface-Probleme mit Abschußvorrichtung, Treibladung, Treibladungshülse oder Treibspiegel bei einem Übungsgeschoß
nicht zu erwarten sind. Nachteilig können im Einzelfall
u.U. die erhöhten Fertigungskosten und mögliche Festigkeitsprobleme sein.
Bei der Version 2a ist ein Leitwerk mit wenigstens zwei Flächen 4 vorgesehen, die durch je eine Drehfeder 5 zunächst
innerhalb der äußeren Kontur des zylindrischen Teils 2 und des Hecks 3 gehalten werden. Bei Rotation
klappen die Leitwerksflächen 4 infolge der Fliehkraft auf.
50
50
Entsprechendes gilt für die Version 2b. Hier sind die Leitwerksflächen
4 in radialer Richtung lose in das Heck 3 eingesetzt. Mach innen ist ihr Verschiebeweg durch den
Anschlag 24 begrenzt. Durch die Fliehkraft werden sie nach außen gezogen und arretiert. Die Leitworksflächen 4 körmon
- wie gestrichelt angedeutet - zusätzlich unter einer
IG
-yc-
radial nach innen gerichteten Kraft einer Feder oder eines anderen Kraftelementes 6 stehen, um die Wirksamkeit der
Fliehkraft zu verringern. Damit können ggf. vorhandenen Forderungen entsprechend die dem Luftstrom ausgesetzten
Leitwerksflächen 4 während der Übungsflugzeit in ihrer
V/irkung reduziert werden. Die Flächen 4 können auch verx^nden
sein. Bei der Version 2b - federbelastete und verwundene Flächen 4 - ist es dann möglich, auch den mittleren
Kinstellwirikel6 den veränderten Anströmbedingungen anzupassen.
Sofern die damit verbundenen aerodynamischen Asymmetrien
im Einzelfall vernachlässig- oder tolerierbar sind, kann gemäß.der in Fig. 4c gezeigten Version 2c ein Leitwerk mit
15nur einer Fläche 4 vorgesehen werden,-Vielehe hier die Form
eines Deltaflügels 4' mit Strake 4" besitzt. Zur Vermeidung
einer dynamischen Unwucht wird synchron mit der Leitwerksfläche 4 eine als Gegenmasse wirkende Kugel 7 radial
nach außen bewegt.
Die Versionen'3a bis d sind in den Fig. 5a bis 5e wiederum
in der Seitenansicht und teilweise im Schnitt gezeigt. Sie zeichnen sich dadurch aus, daß die Leitwerksflächen 4 an
einem separaten Leitwerksträger 8 ausgebildet sind, welcher
25cogenüber dem übrigen Übungsflugkörper in axialer Richtung,
d.h. um dessen-Längsachse drehbar ist. Dieser übrige
Übungsflußkönper wird hier von der Ogive 1, dem zylindrischen
Teil 2 und ggf. dem Heck 3 gebildet und nachstehend der Einfachheit halber als Vorkörper 9 bezeichnet. Die
30Leitwerksflächen 4 können einstückig mit dem Leitwerksträser β ausgebildet oder auch separat gefertigt und mit
diesem in geeigneter Woiso verbunden sein.
■Rei der Version 3a wird die Drehbarkeit des Leitwerks-35t:cäcerF?
8 durch die mit dem Vorkörper 9 verbundene Schrau-
Ιψ
benspindel 10 mit hinterem Anschlag 11 gewährleistet, auf welcher der Leitwerksträger 8 mit Hilfe seiner Führung
zwischen der in Fig.5a gezeigten vorderen Position - der Position bis zum Abschuß - und der in Fig. 5b gezeigten
hinteren Position unter entsprechender Verdrehung begrenzt axial verschiebbar ist.
Der Funktionsablauf nach Verlassen der Abschußvorrichtung
erfolgt in drei Phasen.
Erste Phase:
Der Einstellwinkel 6 der Leitwerksflachen 4- ist so festgelegt,
daß zunächst der geometrische Anstellwinkel 4 ffl
kleiner als fe ist. Es· entsteht dadurch ein Längsmoment am
Leitwerksträger 8 in Rotationsrichtung des. Übxxngsflug-
15körpers. Als Folge davon wandert der Leitwerksträger 8 bei
entsprechender Orientierung des Schraubgewindes auf der Spindel 10 nach hinten. Der Verschiebe- und Verdrehweg ist
so festgelegt, daß der Leitwerksträger 8 dann zur Anlage am Anschlag 11 kommt und damit seine in Fig 5^ gezeigte
hintere Position einnimmt, wenn cL-e,™ = £ geworden ist.
Zweite Phase:
Der geometrische Anstellwinkel* wird größer als der Einstellwinkel £. Dadurch entsteht ein Längsmoment gegen
die Rotationsrichtung des Übungsflugkörpers, aufgrund dessen der Leitwerksträger 8 auf der Spindel 10 wieder nach
vorn wandert, bis die Konfiguration wie in Fig. 5a gezeigt erreicht ist. Die Auslegung von Leitwerksträger
8 und Schraubenspindel 10 ist weiterhin bevorzugt
JO so getroffen, daß das Ende der zweiten Phase mit dem Ende
der Übungsflugzeit zusammenfällt. Damit wird in vorteilhafter
Weise erreicht, daß während der Übungsflugzeit praktisch keine Momente auf den Vorkörper 9 übertragen und
damit dessen Winkelgeschwindigkeit ω nicht boeinflixßt wird,
35wenn die Reibung der Spindel 10 vernachlässigbar ist, weil.
tr
sie durch die Hin- und Herdrehung im Mittel ausgeglichen wird.
Dritte Phase:
Der Leitwerksträger 8 "bremst jetzt die Rotation des Vorkörpers
9 ab und zwar zunehmend stärker, weil der geometrische Anstellwinkel d- eom immer größer wird, bis der gesamte
Übungsflugkörper instabil wird.
Um während der Bewegung in der Abschußvorrichtung das Drehmoment für dio Drallstabilisierung vom Leitwerksträger
8 auf den Vorkörper 9 zu übertragen^ ist zwischen
beiden die in einer Querschnittsebene liegende Verzahnung 13 vorgesehen.
·
·
Der Übungsflugkörper nach Version 3a ist sicher:
a) Bricht die Spindel 10 ab oder löst sich der Leitwerks-• träger 8 auf andere Art, so wird der Übungsflugkörper
vorzeitig instabil.
20b) Klemmen Spindel 10 und Führung 12 zu irgendeinem Zeitpunkt während der Übungsflugzeit, so wird der Drall des
Übungsflugkörpers vorzeitig abgebaut, was zu einer weiteren Reduzierung der Maximalflugstrecke führt.
Der Übungsflugkörper nach Version 3a stimmt mit dem Originalflugkörper
aeroballistisch besonders gut überein,
- wenn die Massen beider Flugkörper gleich sind oder bei ähnlicher äußerer Form beider·Flugkörper ballistisch '.
angepaßt sind, d.h. das Verhältnis von Masse zu aerodynamischer Bezugsfläche bei beiden Flugkörpern gleich
ist (die aerodynamische Bezunjsfläche ist in der Regel
die Querschnittsfläche),
- wenn die verringerte Drallstabilität s(Drall) infolge dos
nach hinten wandernden Leitwerksträgers 8 (I steigt) durch den vergrößerten Hebelarm des Leitwerks näherungs-
-if!-
weise kompensiert wird,
- wenn, wie vorstehend "bereits angegeben, die Reibungskräfte
der Spindel 10 sich im Mittel kompensieren.
Der Vorteil der Version 3a gegenüber den Versionen 1 und
besteht darin, daß der zeitliche Verlauf der Winkelgeschwindigkeit des Übungsflugkörpers während der Übungsflugzeit
mit dem zeitlichen Verlauf der Winkelgeschwindigkeit
des Originalflugkörpers gut übereinstimmt, so daß eine gute Übereinstimmung in der Schußgenauigkeit besteht.
Bei der in Fig. 5c gezeigten Version 5b ist im Unterschied
zur Version 3a, bei welcher nach Beendigung der zweiten
Phase eine starre, schlupffreie Koppelung zwischen dem
Leitwerksträger 8 und dem Vorkörper-9· vorliegt, der Leit*-
werksträger 8 mit den Leitwerksflächen 4 auf dem zapfenförmigen Lager 14 frei drehbar angeordnet, nachdem nach
erfolgtem.Abschuß der Leitwerksträger 8 geringfügig nach hinten verschoben worden ist, so daß die A^erzahnung 13
außer Eingriff ist. Die Reduzierung des Dralls im Vorkörper 9 durch Momentenübertragung vom Leitwerksträger auf
den Vorkörper kann z.B. nach Art einer Reibkuppelung mittels wenigstens einer zwischen beiden Körpern angeordneten,
in Längsrichtung wirkenden, vorgespannten Druckfeder erfolgen. Bevorzugt wird jedoch eine berührungsfreie Längsmomentenübertragung.
Die dazu vorgesehene, in der Figur sahematisch angedeutete Kuppelung 15 kann in bekannter
Weise nach Art einer elektrischen V/irb el st rombremse ode??
eines kurzgeschlossenen Generators arbeiten. Den jeweiliger aeroballistischen Erfordernissen entsprechend kann die
Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers durch Auswahl
eines entsprechenden Einstellwinkels £ der Leitwerksflächen 4 frei gewählt werden. Sie muß lediglich verschieden
von der Winkelgeschwindigkeit des Vorkörpers 9 nein im
35Hinblick auf die für den gewollten Bremseffokt zwischen
Io
"beiden Körpern erforderliche relative Drehbewegung, So kam
auch hier· der Einstellwinkel gleich dem mittleren geometrischen Anstellwinkel 0^g01n auf der Übungsflugstrecke gewählt
werden, um die aeroballxstischen Abweichungen vom
5 Originalflugkörper noch weiter zu verringern.
Sofern eine noch größere Simulationstreue angestrebt wird, kann mit Hilfe einer elektronischen-Schaltung, die failsafe ist, in vorteilhafter Weise z.B. der Kurzschluß der
als Generator ausgelegten Kupplung 15 während der Übungsflugzeit aufgehoben werden. Die geforderte Furiktionssicherheit
der elektronischen Schaltung kann z.B. durch redundante Ausführung oder dadurch erreicht werden, daß bei Auftreten
irgendeines Fehlers in der Schaltung automatisch der Kurzschluß wieder hergestellt wird. Durch Wahl eines
entsprechenden Einstellwinkels 6 der Leitwerksflächen A- kam
dann weiterhin erreicht werden,, daß im Mittel die Winkelgeschwindigkeit
des Leitwerksträgers 8 während des entkoppelten. Zustandes gleich der des Vorkörpers 9 ist, so
daß wegen des näherungsitreise gleichen zeitlichen Verlaufes
der Winkelgeschwindigkeiten von Vorkörper 9 und Originalflugkörper
die aeroballxstischen Abweichungen vom letzteren noch weiter verringert sind.
Die in Fig. 5<i gezeigte Version 3c ist eine Variante der
Version 3b, bei welcher der Leitwerksträger 8 als Ring
ausgebildet ist, der mit nicht gezeigtem geringem .axialen und radialen Spiel im Lager 1V des Vorkörpers 9 frei, d.h.
unbeschränkt, drehbar gelagert ist. Bei dieser integrierten Anordnung des Leitwerksträgers 8 innerhalb der Struktur
des Übimgsflugkörpers kann die Verzahnung 13 entfallen,
da beim Abschuß die Drallübertragung direkt übor das Heck 3 auf den Übungsflugkörper erfolgen kann. Auch hier können
wieder bevorzugt elektronische Schaltungen vorgesehen wer-
35don, welche eine kraftschlüssige Koppelung zwischen dem
sich frei gegenüber dem Vorkörper drehenden Leitwerksträger
und dem ersteren erst am Ende der Ubungsflugphase herstellen. Für die Ausbildung und Anordnung der Leitwerks·
flächen 4 am. Ring 8 gilt das vorstehend gesagte.
Bei den bislang geschilderten Versionen 3a bis Jc ist das
Längsträgheitsmoment In des Leitwerksträgers sehr viel
kleiner als das des Vorkörpers. Dies ist bei der in Fig.^e
gezeigten Version 3d nicht mehr der Fall. Der Leitwerksträger* 8 erstreckt sich hier nach vorn. z.B. über die halbe
Länge des Übungsflugkörpers und wird vom Vorkörper 9 niit
einem relativ dünnwandigen hülsen-, haubenförmigen od. dgl. Teile 16 übergriffen. Der Leitwerksträger 8 ist auf
dem Lager 14- entsprechend der Version 3b frei drehbar gelagert.
Er ist dazu in der Ausnehmung- 17 des Vorkörpers 9 mit entsprechend geringem Spiel in rädia.ler und axialer
Richtung angeordnet. Der Leitwerksträger 8 ist damit praktisch bis auf die Leitwerksflächen 4- innerhalb des Vorkörpers
9- angeordnet, so daß, in vorteilhafter Weise der
überwiegende Teil des Leitwerksträgers die Strömungsverhältnisse im Vergleich zum Originalflugkörper nicht beeinflußt.
Die äußere Kontur des Vorkörpers 9 entspricht bevorzugt weitgehend der des Originalflugkörpers, um die aeroballistischen
Abweichungen möglichst gering zu halten. Das am hinteren Ende des Teils 16 vorgesehene relativ kleine
Trimm- oder Hilfsleitwerk 18 dient dazu, den durch das im
Vergleich zum Originalflugkörper ge-ringere Längsträgheitsmoment des Vorkörpers 9 an sich bedingten Abfall der
Winkelgeschwindigkeit während der Übungsflugphase zu kompensieren, indem die Rotation des Vorkörpers 9 mittels
des Leitwerks 18 entsprechend beschleunigt wird. Der Übungsflugkörper ist insgesamt so ausgelegt, daß die
35Längnträgneitsmomente von Vorkörper und Leitworksträger
2τ
zusammen gleich dem des Originalflugkörpers sind und daß der Leitwerksträger allein gegenüber dem Vorkörper derart
abgebremst wird, daß die Stabilisierung s(Leitwerksträger) + s(Drall des Vorkörpers) frühestens am Ende der Übungsflugstrecke
nicht mehr ausreicht, den Übungsflugkörper zu stabilisieren.
In der Fig. 6a ist schließlich noch eine Version 4 gezeigt
welche die Möglichkeit bietet, die aeroballistischen Eigen
schäften von Original- und tibungsflugkörper besonders gut
in Übereinstimmung zu bringen. Dazu ist ein Übungsflugkörper nach Version 1 mit einem Triebwerk mit Düsen 19,
Gasleitrohr 20 und Feststoff-Treibsatz 21 ausgerüstet. Die Düsen· 19 sind r wie auch Fig. 6b als Schnitt entlang der
Linie A-A in Fig. 6a zeigt, symmetrisch im Übungsflugkörpei angeordnet..Sie sind dabei so geneigt ausgerichtet, daß
sowohl ein Drehmoment um die Längsachse des Flugkörpers als auch ein Schub erzeugt wird. Das Drehmoment dient während
der Üb-angsf lugaeit dazu, das. Bremsmoment der Leitwerksflächen
4- zu kompensieren, während der Schub den erhöhten
aerodynamischen Widerstand durch die Leitwerksflächen 4-sowie durch die Massenabnahme infolge der Verbrennung des
Treibstoffs ausgleicht. Das Triebwerk ist gleichzeitig Leuchtspur und wird über.den Anzündkanal 22 durch die
Pulvergase beim Abschuß in Gang gesetzt. Der notwendige Schub-/Momentenverlauf in Abhängigkeit von der Zeit kann
durch eine entsprechende Außenkontur 23 des Treibsatzes 21
erreicht werden.
Der Treibsatz ist möglichst so ausgelegt und in der Form
fixiert, daß sich der Quotient I^"Vl_ während der Übungsflugzeit möglichst wenig ändert. Nach Durchfliegen der
Übungsflugstrecke ist das Triebwerk bestimmungsgemäß ausgebrannt.,
so daß der Abbau des Dralls durch das Leitwerk
55vrirkr;aui wird.
Die Anwendung des Erfindungsgedankens.- kombinierte Drall-Leitwerks-Stabilisierung
mit verstärktem Abbau des Dralls durch das Leitwerk - kann entsprechend den vorstehenden
Erläuterungen zu unterschiedlichen Entwürfen des Übungsflugkörpers
führen. Allen gemeinsam ist, daß das Problem der Fail-safe-Funktion mit einfachen Mitteln lösbar ist.
Wegen der weitgehenden Übereinstimmung der äußeren Form kann der übungsflugkörper nach den Versionen 1 in der Rege!
mit den gleichen Vorrichtungen wie der Originalflugkörper gefertigt werden. Dies gilt prinzipiell auch für die Versionen
2. Die Version 2c besitzt den Vorteil, daß die Heckströmung wenig gestört wird. Ein fester Einbau von
Leitwerksfläche und Gegenmasse ergäbe hier eine Version 1c mit vergleichsweise geringen Herstellkosten.
Die Versionen 3a sowie 3b und 3c mit elektronischer Schaltung
haben den Vorteil, daß wegen der besonderen Koppelung zwischen -Leitwerksträger und Vorkörper die gegenüber dem
Originalflugkörper verstärkte Drallreduzierung erst nach Durchfliegen der Übungsflugstrecke wirksam wird. Die Versionen
3b, 3c und 3d- lassen darüber hinaus gegenüber den
Versionen 1 und 2 Parameter wie z.B. die Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers frei, durch Vielehe die Simulation
der Bahn des Originalflugkörpers durch den Obu-ngsflugkörper
noch woiter verbessert werden kann. Die Version Jo
ist :m allgemeinen nur für großkalibrige Munition zweckmäßig
und simuliert die Originalflugbahn sehr genau.
Die für den Übungsflugkörper notwendige Verschiebung des Schwerpunkts gegenüber dem des Originalflugkörpers kann
durch eine geeignete Materialauswahl erreicht werden. Die Version 1a z.B. unterscheidet sich dann äußerlich nur durcl
ein neues Heck mit einstückig angeformten. Leitwerksflächen.
oder dadurch, daß Leitwerksflachen aufgeschraubt sind.
-SR-
Korrekturen an dor Starbmanrje, der Schwerpunktslage oder
den VrH2heitsraomeviten GJ.nd. atich durch, geeignete Bohningen
zu erreichen, die je nach Bedarf frei bleiben oder beispielsv/eise
mit Blei ausgefüllt werden. Entsprechendes gi.lt für die anderen Versionen.
Claims (1)
- 3422320Troisdorf,den 27.5.1981 OZ: 81028 Sc/Ce (401 3)Patentansprüche:Drallstabilisierter Übungsflugkörper, insbesondere drallstabilisiertes Übungsgescho.ß, mit einer Einrichtung zur Reduzierung des Dralls zwecks Verringerung der Flugweite, dadurch gekennzeichnet, daß der Übungsflugkörper derart ausgelegt ist, daß seine durch den Drall beim Abschuß erreichbare Stabilisierung für einen stabilen Plug zu gering ist, und daß er ein Leitwerk (4,4* ,4-") aufweist, das einerseits eine den stabilen Flug im Übungsbereich zusammen mit der Drallstabilisierung ermöglichende zusätzliche aerodynamische Stabilisierung und andererseits nach "Verlassen des Übungsbereiches eine solche Reduzierung-des Dralls bewirkt, daß der Übungsflugkörper instabil wird.■ ·2» Übungsflugkörper nach Anspruch,1, dadurch gekennzeichnet , daß das Leitwerk (4·,4-■ ,4-") als Klapp- oder Ausfahrleitwerk ausgebildet ist.3· Übungsflugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß den Leitwerksflächen (4-) ein Kraftelement (6) zugeordnet ist, das auf sie eine radial nach innen gerichtete Kraft ausübt,derart, daß sie mit abnehmender Fliehkraft des rotierenden Übungsflugkörpers zumindest teilweise wieder eingefahren werden.4. Übungsflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk (4·) an einem besonderen Leitwerksträger (8) ausgebildet ist, der mit dem übrigen einen Vorkörper (9) bildenden Übungsflugkörper verbunden und relativ zu diesem drehbar ist.5» Übungsflugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorkörper (9) mit einer nach hinten gerichteten axialen Schraubenspindel (10) vorsehen ist, auf-Z-welcher der Leitwerksträger (8) zwischen einer vorderen und einer hinteren Position vei'dreh- und verschiebbar gelagert ist, und daß die Drallreduzierung durch mechanische Koppelung zwischen dem Leitwerksträger (8) und den Vorkörper (9) erfolgt.6. Übungsflugkörper nach Anspruch 4-, dadurch gekennzeichnet daß zur Drallreduzierung eine Momentenübertragung vom Leitwerksträger (8) auf den Vorkörper (9) vorgesehen ist bei der sich der Leitwerksträger (8) relativ zum Vorkörper dreht.7. Übungsflugkörper nach Anspruch 4-, dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerksträger (8) während der Drallreduzierung gegenüber dem Vorkörper (9)' frei drehbar ist und ein derart großes Längsträgheitsmoment aufweist, daß seine Abbremsung allein die angestrebte Drallredusierung ergibt.203. Übungsflugkörper nach Anspruch 7? dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerksträger (8) nach vorn verlängert ist und mit dieser Verlängerung in eine korrespondierend? axiale Ausnehmung (17) des Vorkörpers (9) hineinragt.259. Übungsflugkörper nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der mit einem entsprechend verminderten Längsträgheitsmoment ausgebildete Vorkörper (9) ein seiner Drallreduzierung entgegenwirkendes Hilfsleitwerk (18) aufweist.10. Übungsflugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3> dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich zum Leitwerk (4) ein Strahlantrieb vorgesehen ist, d.er während der Übungsflugphase ein Drehmoment und einen Schub zur Kompensation der bremsenden Wirkungen des Leitwerks (4-) ausübt.
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8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: HUELS TROISDORF AG, 5210 TROISDORF, DE |
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