DE102008021932B4 - Projectile and associated tax procedure - Google Patents
Projectile and associated tax procedure Download PDFInfo
- Publication number
- DE102008021932B4 DE102008021932B4 DE102008021932.0A DE102008021932A DE102008021932B4 DE 102008021932 B4 DE102008021932 B4 DE 102008021932B4 DE 102008021932 A DE102008021932 A DE 102008021932A DE 102008021932 B4 DE102008021932 B4 DE 102008021932B4
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- projectile
- wings
- longitudinal axis
- precession
- angle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/20—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel deployed by combustion gas pressure, or by pneumatic or hydraulic forces
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/18—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel using a longitudinally slidable support member
Abstract
Projektil (1, 11), das drallstabiliert ist, mit einer symmetrischen Längsachse (X; X') und einer vorderen, für gewöhnlich kegelförmigen Nase und ersten ausklappbaren Flügeln (3; 13), die am hinteren Teil entlang einer Längsachse (Y; Y') angebracht sind, dadurch gekennzeichnet,
dass die Längsachse (Y; Y') der genannten Flügel (3; 13) mit der Längsachse (X; X') des Projektils (1, 11) einen Winkel α zwischen 2 und 10 Grad bildet, um eine derartige Rotationsgeschwindigkeit ω des Projektils (1, 11) zu erzeugen,
dass eine Präzessionsbewegung mit einer Präzessionsperiode zwischen 100 Millisekunden und 10 Sekunden erzeugt wird,
dass die genannten Flügel (3; 13) derart ausgebildet sind, dass ein Ausklappen der genannten Flügel (3; 13) während des Flugs die Richtung der Präzessionsbewegung umkehrt.Projectile (1,11) which is spin-stabilized, having a symmetrical longitudinal axis (X; X ') and a front, usually conical nose and first deployable wings (3; 13) located along a longitudinal axis (Y; Y ') are mounted, characterized
in that the longitudinal axis (Y; Y ') of said wings (3; 13) forms an angle α between 2 and 10 degrees with the longitudinal axis (X; X') of the projectile (1, 11) at a rotational speed ω of the projectile To produce (1, 11)
precessing movement is generated with a precession period between 100 milliseconds and 10 seconds,
in that the said wings (3; 13) are designed such that unfolding of said wings (3; 13) during flight reverses the direction of the precession movement.
Description
Die Erfindung betrifft den Bereich der Vorrichtungen zur Verbesserung der Steuerung von Projektilen sowie zur Steigerung ihrer Reichweite und insbesondere ein Projektil mit einer vorzugsweise symmetrischen Längsachse und einer vorderen, für gewöhnlich kegelförmigen Nase und ersten ausklappbaren Flügeln, die am hinteren Teil des Projektils in Richtung einer Längsachse angebracht sind, und ein zugehöriges Steuerungsverfahren.The invention relates to the field of devices for improving the control of projectiles and to increase their range and in particular a projectile with a preferably symmetrical longitudinal axis and a front, usually conical nose and first fold-out wings, at the rear of the projectile in the direction of a longitudinal axis appropriate, and an associated control method.
Die Steuerung von Projektilen, die aus einem gezogenen Lauf verschossen werden, ist aufgrund der hohen Rotationsgeschwindigkeit, die auf das Projektil beim Geschossabgang übertragen wird, nur mit Mühe zu realisieren. Die klassische Methode zur Lösung dieses Problems ist die Ausstattung des Projektils. mit einem hinteren Leitwerk, das sich ausklappt, sobald das Projektil das Abschussrohr verlassen hat. Das Leitwerk bremst die Rotation und gewährleistet gleichzeitig die Flugstabilität. Nach dieser Zwischenphase ähneln die Flugbedingungen für das Projektil denen für Lenkflugkörper, was bedeutet, dass das Projektil nicht länger drall-, sondern aerodynamisch stabilisiert wird. Dies bietet den Vorteil, dass die gleichen Steuerungsverfahren wie bei Lenkflugkörpern angewendet werden können. In diesem Zusammenhang ist die Patentanmeldung US 2003/0 071 166 A1 bekannt, die ein Artilleriegeschoss beschreibt, mit einer Basis, die erste Flügel enthält, welche nach einer festgelegten Flugdauer ausklappbar sind, sowie mit zusätzlichen Vorrichtungen zur Lenkung und Steuerung mit zweiten ausklappbaren Flügeln und Öffnungen für den Ausstoß von Gasen, welche sich im vorderen Teil des Projektils befinden und in regelmäßigem Abstand um das Projektil herum verteilt sind.The control of projectiles fired from a drawn barrel is difficult to realize due to the high rotational speed that is transmitted to the projectile at the bullet exit. The classic way to solve this problem is to equip the projectile. with a rear tail, which folds out as soon as the projectile has left the launcher. The tailstop brakes the rotation while ensuring flight stability. After this intermediate phase, the flight conditions for the projectile are similar to those for guided missiles, which means that the projectile is no longer spinning but aerodynamically stabilized. This offers the advantage that the same control methods can be used as for guided missiles. In this context, the patent application US 2003/0 071 166 A1 is known, which describes an artillery projectile, with a base that contains first wings, which are foldable after a fixed duration of flight, as well as with additional devices for steering and control with second foldable wings and Openings for the discharge of gases, which are located in the front part of the projectile and are distributed at regular intervals around the projectile.
Beim Betrieb wird das Projektil somit aus einer Kanone verschossen, wobei alle Flügel im Innern des Projektils eingeklappt sind. Solange die Flügel nicht ausgeklappt sind, wird das Projektil drallstabilisiert. Sobald die Flügel ausgeklappt sind, verringert sich die Rotationsgeschwindigkeit des Projektils rasch, bis eine Rotationsgeschwindigkeit Null erreicht wird, ab der die aerodynamische Lenkung mittels den zweiten Flügeln und Querausstoß von Gas aus den genannten Öffnungen stattfindet.In operation, the projectile is thus fired from a cannon, with all the wings are collapsed inside the projectile. As long as the wings are not unfolded, the projectile is spin-stabilized. Once the wings are unfolded, the rotational speed of the projectile rapidly decreases until a zero rotation speed is reached at which aerodynamic steering takes place by means of the second wings and transverse ejection of gas from said apertures.
Ein solches Lenkungsverfahren hat insbesondere den Nachteil, dass das Projektil Druckgas enthalten muss, wodurch sein Gewicht erhöht und die Reichweite oder das Volumen für die Nutzlast verringert wird. Die Aktivierung der Gasstrahlen in die richtige Richtung erfordert eine präzise Messung der Rollwinkellage des Projektils. Eine erhebliche Flugbahnkorrektur führt zu einem höheren Gasverbrauch. Was den Gebrauch aerodynamischer Ruder zur Steuerung betrifft, so erfordert dies ebenfalls eine präzise Messung der Rollwinkellage und eine Vorrichtung zur Ausrichtung der Flügel in Abhängigkeit vom Ausmaß der Korrektur. Um den guten Betrieb der Steuerflügel sicherzustellen, ist der Ausrichtwinkel für die Steuerflügel begrenzt. Die Geschwindigkeit, mit der die Steuerflügel ausgerichtet werden können, ist ebenfalls begrenzt, um plötzliche Schwingungen des Projektils zu vermeiden.In particular, such a steering method has the disadvantage that the projectile must contain compressed gas, which increases its weight and reduces the range or the volume for the payload. Activation of the gas jets in the right direction requires precise measurement of the roll angle position of the projectile. A significant trajectory correction leads to a higher gas consumption. As for the use of aerodynamic rudders for steering, this also requires precise measurement of the roll attitude and a device for aligning the wings depending on the extent of the correction. To ensure good operation of the control vanes, the alignment angle for the control vanes is limited. The speed with which the control vanes can be aligned is also limited to avoid sudden vibrations of the projectile.
Die
Die
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein alternatives steuerbare Projektil zu schaffen. Ferner besteht die Aufgabe der Erfindung darin, ein alternatives, zugehöriges Steuerungsverfahren zu schaffen.The object of the invention is to provide an alternative controllable projectile. Furthermore, the object of the invention is to provide an alternative, associated control method.
Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Projektil gelöst, das die Merkmale des Patentanspruchs 1 aufweist.The object of the invention is achieved by a projectile having the features of
Die Lenkung erfolgt somit durch die Kontrolle der natürlichen Bewegung eines drallstabilisierten Projektils bzw. seiner Präzessionsbewegung.The steering is thus done by the control of the natural movement of a spin-stabilized projectile or its precession movement.
Es ist von Vorteil, wenn ein Projektil gemäß der Erfindung unter anderem mindestens eines der folgenden Merkmale aufweist:
- – während des Flugs erzeugt das Ausklappen der Flügel eine Verlagerung des Wirkungszentrums der Kraft, die aus dem aerodynamischen Moment am hinteren Teil des Schwerpunkts des Projektils resultiert; dieses Wirkungszentrum liegt zwischen 0,2 und 0,6 Kaliber hinter dem Schwerpunkt,
- – das Projektil enthält zweite ausklappbare Flügel, die am vorderen Teil des Geschosses angebracht sind, wobei die Längsachse dieser genannten zweiten Flügel mit der Längsachse des Projektils einen konstanten Winkel β bildet, der ungleich 0 Grad ist und der vorzugsweise dazu bestimmt ist, die gleiche Rotationsgeschwindigkeit ω wie die ersten, hinteren Flügel, zu erzeugen.
- During flight, the folding out of the wings produces a displacement of the center of action of the force resulting from the aerodynamic moment at the rear of the wing Center of gravity of the projectile results; this center of activity is between 0.2 and 0.6 caliber behind the center of gravity,
- - The projectile contains second foldable wings, which are attached to the front part of the projectile, wherein the longitudinal axis of said second wings with the longitudinal axis of the projectile forms a constant angle β, which is not equal to 0 degrees and which is preferably intended to the same rotational speed ω like the first, rear wings, to produce.
Die Rotationsgeschwindigkeit ist gleich ω = V·α/r1 = V·β/r2, dabei ist V die Geschwindigkeit des Projektils und r1 und r2 sind jeweils die Abstände der Längsachse von den Zentren der ersten bzw. zweiten Flügel. Während des Flugs ermöglicht das Ausklappen der zweiten Flügel, eine Verlagerung des Wirkungszentrums der Kraft, die aus dem aerodynamischen Moment im vorderen Teil des Schwerpunkts des Projektils resultiert; dieses Wirkungszentrum liegt vorzugsweise zwischen 0,2 und 0,6 Kaliber vor dem Schwerpunkt. Die Winkel α und β bestimmen die Rotationsgeschwindigkeit und somit das Niveau der Kreiseleffekte und genauer, die Präzessionsfrequenz. Diese Ausrichtwinkel sind vorzugsweise konstant. Die Kombination aus Verlagerung des Wirkungszentrums des aerodynamischen Moments und des Ausrichtwinkels der Flügel ermöglicht es, die Zeitdauer der Präzessionsbewegung des Projektils zwischen etwa hundert Millisekunden und einigen Sekunden festzulegen und den Zeitraum dadurch an die Lenkung und an die Leistungen der Stellelemente anzupassen.The rotation speed is equal to ω = V · α / r 1 = V · β / r 2 , where V is the velocity of the projectile and r 1 and r 2 are respectively the distances of the longitudinal axis from the centers of the first and second wings. During flight, unfolding the second wing allows a displacement of the center of action of the force resulting from the aerodynamic moment in the forward part of the center of gravity of the projectile; this center of action is preferably between 0.2 and 0.6 caliber in front of the center of gravity. The angles α and β determine the rotation speed and thus the level of the gyro effects and more precisely, the precession frequency. These alignment angles are preferably constant. The combination of displacement of the center of action of the aerodynamic moment and the orientation angle of the wings makes it possible to set the duration of the precession movement of the projectile between about a hundred milliseconds and a few seconds and thereby adapt the period to the steering and to the performance of the control elements.
Die Aufgabe der Erfindung wird auch durch ein Verfahren gelöst, das die Merkmale des Patentanspruchs 8 aufweist.The object of the invention is also achieved by a method having the features of claim 8.
Entsprechend einer besonderen Ausführungsform umfasst ein Verfahren gemäß der Erfindung mindestens eine zusätzliche Phase, in der:
- – während des Fluges entweder, ausgehend von einer Ausgangsposition, in der die Flügel ausgeklappt sind, diese genannten ersten Flügel zumindest teilweise in das Innere des Projektils eingefahren werden, wobei das Einfahren der Flügel dazu geeignet ist, die Richtung der genannten Präzessionsbewegung im Vergleich zu der der Ausgangsposition entsprechenden Richtung, umzukehren,
- – oder während des Fluges, ausgehend von einer Ausgangsposition, in der die Flügel ausgeklappt sind, indem zweite, am vorderen Teil des Projektils angebrachte Flügel, deren Längsachse mit der Längsachse des Projektils einen Winkel β bildet, der ungleich 0 Grad ist, ausgeklappt werden; der Anstellwinkel β ist dazu geeignet, die genannte Rotationsgeschwindigkeit des Projektils aufrecht zu erhalten, wobei das Ausklappen der genannten zweiten Flügel dazu geeignet ist, die Richtung der genannten Präzessionsbewegung umzukehren; der Winkel β kann insbesondere zwischen 2 und 10 Grad liegen.
- During flight, starting either from a starting position in which the wings are folded out, said first wings are at least partially retracted into the interior of the projectile, the retraction of the wings being adapted to reduce the direction of said precessional movement as compared to the starting position corresponding direction to reverse
- - or during flight, starting from an initial position in which the wings are unfolded by unfolding second wings attached to the front part of the projectile whose longitudinal axis forms an angle β with the longitudinal axis of the projectile which is not equal to 0 degrees; the angle of attack β is adapted to maintain said rotational speed of the projectile, the unfolding of said second wings being adapted to reverse the direction of said precessional movement; the angle β may in particular be between 2 and 10 degrees.
Gemäß einer besonderen Ausführungsform umfasst ein Verfahren gemäß der Erfindung eine zusätzliche Phase, in der im Voraus, während der Konzipierung, der feste Wert des Ausrichtwinkels der genannten zweiten Flügel und/oder der ersten Flügel, bestimmt wird.According to a particular embodiment, a method according to the invention comprises an additional phase in which, in advance, during the design, the fixed value of the alignment angle of said second wings and / or the first wings is determined.
Weitere Vorteile und Besonderheiten sind in der Beschreibung von zwei Ausführungsformen der Erfindung und aus den beigefügten Figuren ersichtlich:Further advantages and particularities can be seen in the description of two embodiments of the invention and in the attached figures:
die
die
In
Die ausklappbaren Flügel
Das empfohlene Moment für die Steuerung, das aerodynamische Moment, wirkt natürlicherweise auf das gesamte fliegende Projektil in einem Anstellwinkel ein. Das bedeutet, dass während des Flugs die geometrische Achse des Projektils nicht in derselben Richtung verläuft, wie sein Geschwindigkeitsvektor. Dieses Moment wirkt vor dem Schwerpunkt auf jedes drallstabilisierte Projektil. Bei einer positiven Rotation des Projektils löst dieses Moment eine Präzessionsbewegung nach rechts aus.The recommended moment for control, the aerodynamic moment, naturally acts on the entire flying projectile at an angle of attack. This means that during the flight, the geometric axis of the projectile does not run in the same direction as its velocity vector. This moment acts in front of the center of gravity on every spin-stabilized projectile. With a positive rotation of the projectile, this moment triggers a precession movement to the right.
Die Lenkvorrichtung gemäß dieser ersten Ausführungsform der Erfindung hat folgende Funktionsweise:
Das Projektil wird aus einer Kanone mit gezogenem Lauf verschossen und verlässt die Rohrmündung mit einer Rotationsgeschwindigkeit ω = 2·V·tan(αr)/D, wobei αr der Drallwinkel, D das Rohrkaliber und V die Abschussgeschwindigkeit des Projektils sind; diese Rotationsgeschwindigkeit stellt die Drallstabilisierung des Projektils sicher. Nach einer vorab festgelegten Flugzeit oder wenn das Projektil den höchsten Punkt seiner Flugbahn erreicht hat, werden die Flügel
The projectile is fired from a cannon with rifled barrel and leaves the muzzle at a rotational speed ω = 2 · V · tan (α r) / D, where α r is the angle of twist, D the pipe caliber and V are the launch velocity of the projectile; this rotation speed ensures the swirl stabilization of the projectile. After a predetermined flight time or when the projectile has reached the highest point of its trajectory, the wings become
Bei einem gewöhnlichen Projektil ohne Leitwerk wirkt die Luftkraft entsprechend der ersten drallstabilisierten Flugphase, 2 bis 3 Kaliber vor dem Schwerpunkt.In a normal projectile without tail, the air force acts according to the first spin-stabilized flight phase, 2 to 3 calibers before the center of gravity.
Dieses Ausklappen der Flügel
Eine Möglichkeit, erneut eine Präzessionsbewegung nach rechts zu erhalten, besteht darin, die Flügel teilweise einzufahren, damit das Wirkungszentrum der aus dem aerodynamischen Moment resultierenden Kraft etwa 0,5 Kaliber vor dem Schwerpunkt liegt.One way to recession to the right is to partially retract the wings so that the center of action of the aerodynamic moment force is about 0.5 caliber in front of the center of gravity.
Ziel der Steuerung ist somit die Möglichkeit einer deutlichen Modifikation der Flugbahn. Allerdings ist die Präzessionsbewegung eine kreisförmige Bewegung. Während einer Präzessionsumdrehung gleichen sich die Auswirkungen der Luftkraft, die auf das Projektil einwirkt, fast aus und die Auswirkung auf die Flugbahn ist unerheblich. Wie in
Während der ersten drallstabilisierten Flugphase befindet sich die Projektilnase in der Position A und ist nach rechts ausgerichtet. Dies ist die natürliche Position der Projektilnase einige Zeit nach dem Abschuss.During the first spin-stabilized flight phase, the projectile nose is in position A and is oriented to the right. This is the natural position of the projectile nose some time after shooting.
Das Ausklappen der Flügel
In der Position B löst das Einklappen der Flügel
Ein erneutes Ausklappen der Flügel
Es ist also möglich, durch die Steuerung der Dauer der Flugphasen in der Konfiguration A und B, die Flugbahn eines Projektils so zu modifizieren, dass es mehr oder weniger weit oder nach rechts bzw. links fliegt. Die durchschnittliche Dauer der unterschiedlichen Flugphasen wird von der Präzessions-Winkelgeschwindigkeit, die ihrerseits eine Funktion der Rotationsgeschwindigkeit ist, bestimmt. Der Ausrichtwinkel der Flügel ermöglicht es daher, die durchschnittliche Dauer der unterschiedlichen Flugphasen zu regulieren.It is thus possible, by controlling the duration of the flight phases in the configuration A and B, to modify the trajectory of a projectile so that it flies more or less far or to the right or left. The average duration of the different flight phases is determined by the precession angular velocity, which in turn is a Function of the rotation speed is determined. The orientation angle of the wings therefore makes it possible to regulate the average duration of the different phases of flight.
In
Wie in den
Die Lenkvorrichtung gemäß dieser zweiten Ausführungsform der Erfindung hat folgende Funktionsweise:
Das Projektil wird von einer Kanone mit gezogenem Lauf verschossen und verlässt die Rohrmündung mit einer für seine Stabilisierung notwendigen Rotationsgeschwindigkeit. Nach einer vorab festgelegten Flugzeit oder wenn das Projektil den höchsten Punkt seiner Flugbahn erreicht hat, werden die Flügel
The projectile is fired by a cannon with a drawn barrel and leaves the muzzle with a rotational speed necessary for its stabilization. After a predetermined flight time or when the projectile has reached the highest point of its trajectory, the wings become
Das Ausklappen der ersten Flügel
In diesem Ausführungsbeispiel enthält das Projektil sechs erste und sechs zweite Flügel und in diesem Fall sind die zweiten Flügel von geringerer Größe als die ersten, da sie nur eine Verlagerung des Wirkungszentrums der Luftkraft von 0,5 Kaliber dahinter zu 0,5 Kaliber davor erzeugen dürfen, wohingegen die ersten ausklappbaren Flügel eine Verlagerung des Wirkungsszentrums der Luftkraft von 2 bis 3 Kaliber davor auf 0,5 Kaliber dahinter erzeugen sollen.In this embodiment, the projectile includes six first and six second wings, and in this case the second wings are of smaller size than the first ones, since they are only allowed to produce a displacement of the center of action of 0.5 caliber behind it to 0.5 caliber in front of it whereas the first fold-out wings are supposed to produce a displacement of the center of action of the air force of 2 to 3 caliber in front to 0.5 caliber behind it.
Ziel der Steuerung ist die Möglichkeit einer deutlichen Modifizierung der Flugbahn. Nun ist aber die Präzessionsbewegung eine kreisförmige Bewegung. Während einer Präzessionsumdrehung gleichen sich die Auswirkungen der Luftkraft, die auf das Projektil einwirkt, fast aus und die Auswirkung auf die Flugbahn ist unerheblich. Wie in
Nach dem Abschuss befindet sich das Projektil in einer Phase der Drallstabilisierung ohne Leitwerk und seine Projektilnase befindet sich natürlicherweise in der Position A; dies ist in
Das Ausklappen der zweiten, vorderen Flügel
In der Position C' löst das zumindest teilweise Einklappen der vorderen Flügel in das Innere des Projektils, das dazu geeignet ist, die Richtung der Präzessionsbewegung umzukehren während einer Zeitdauer (T'l_1 < T'r_1) eine Präzessionsbewegung nach links aus und die Projektilnase wird in Position D' gebracht. Während dieser Bewegung heben sich die Auswirkungen nach rechts und nach links nicht mehr auf. Zudem liegt eine mittlere Vertikalkomponente vor. Das Projektil wird nach rechts und nach oben ausgelenkt.In the position C ', the at least partial folding of the front wings into the interior of the projectile, which is capable of reversing the direction of the precession movement, causes a precession movement to the left and the projectile nose for a period of time (T'l_1 <T'r_1) placed in position D '. During this movement, the effects to the right and to the left do not cancel each other out. In addition, there is an average vertical component. The projectile is deflected to the right and upwards.
Ein erneutes Ausklappen der vorderen Flügel in Position D' während einer kurzen Zeitdauer (T'r_2 < T'l_1) ermöglicht von neuem den Erhalt der Position E', die auf die Senkrechte bezogen, symmetrisch zur Position D' ist. Bei dieser Bewegung ist die Vertikalkomponente groß. Das Projektil wird nach oben ausgelenkt.Re-unfolding the front wings in position D 'for a short period of time (T'r_2 <T'l_1) again enables the position E', which is perpendicular to the position D ', to be obtained symmetrical with the position D'. In this movement, the vertical component is large. The projectile is deflected upwards.
Es ist also möglich, nur durch Steuerung der Flugphasen in der Konfiguration B und C', die Flugbahn eines Projektils so zu modifizieren, dass es mehr oder weniger weit oder nach rechts bzw. links fliegt. Die durchschnittliche Dauer der unterschiedlichen Flugphasen wird von der Präzessions-Winkelgeschwindigkeit, die ihrerseits eine Funktion der Rotationsgeschwindigkeit ist, bestimmt. Der Ausrichtwinkel der Flügel ermöglicht es daher, die durchschnittliche Dauer der unterschiedlichen Flugphasen zu regulieren.It is thus possible to modify the trajectory of a projectile so that it flies more or less far or to the right or left only by controlling the flight phases in the configuration B and C '. The average duration of the different flight phases is determined by the precession angular velocity, which in turn is a function of the rotational velocity. The orientation angle of the wings therefore makes it possible to regulate the average duration of the different phases of flight.
Realistische Simulationen zeigen, dass mit diesem Verfahren die Reichweite eines 155-mm-Projektils von 30 km auf 50 km erhöht wird. Die Steuerung ermöglicht es, die Reichweite zwischen 40 km und 60 km zu variieren. Seitliche Korrekturen betragen ebenfalls einige Kilometer. Bei einem gegebenen Einschlagpunkt liegt die Abweichung bei unter 10 m. Der Ausrichtwinkel der Flügel wurde so gewählt, dass eine Rotationsgeschwindigkeit von 50 Hz erreicht wurde, die es ermöglicht, die Dauer der verschiedenen Flugphasen zwischen 1 s und 5 s zu variieren.Realistic simulations show that this method increases the range of a 155 mm projectile from 30 km to 50 km. The control makes it possible to vary the range between 40 km and 60 km. Side corrections are also several kilometers. At a given impact point, the deviation is less than 10 m. The orientation angle of the vanes was chosen to achieve a rotation speed of 50 Hz, which allows the duration of the different flight phases to be varied between 1 s and 5 s.
Bei diesen Simulationen setzt die Steuerung erst nach dem höchsten Punkt der Flugbahn ein. Bis das Projektil den höchsten Punkt seiner Flugbahn erreicht, verhält es sich wie ein klassisches drallstabilisiertes Projektil. Dieser verzögerte Beginn der Steuerungsphase bietet zwei Vorteile.In these simulations, the control begins only after the highest point of the trajectory. Until the projectile reaches the highest point of its trajectory, it behaves like a classic spin-stabilized projectile. This delayed start of the control phase offers two advantages.
Zum einen findet der gesteuerte Flug bei einer praktisch konstanten Geschwindigkeit statt, was die Steuerung erleichtert. Zum anderen findet die Einleitung der Präzessionsbewegung von alleine, wie bei jedem anderen drallstabilisierten Projektil statt. Das Projektil stellt sich an, da es dem vertikalen Richtungswechsel aufgrund der Krümmung der Flugbahn, nicht folgen kann. Das Ausklappen der hinteren Flügel verringert das Moment, das auf das Projektil einwirkt und verstärkt die Einleitung der Präzessionsbewegung. Die Einleitung der Präzessionsbewegung erfolgt also ohne zusätzliche Vorrichtung.Firstly, the controlled flight takes place at a virtually constant speed, which facilitates the control. On the other hand, the initiation of the precession movement takes place on its own, as with any other spin-stabilized projectile. The projectile turns on because it can not follow the vertical direction change due to the curvature of the trajectory. The folding out of the rear wings reduces the moment acting on the projectile and enhances the initiation of the precession movement. The introduction of the precession movement thus takes place without additional device.
Claims (11)
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0703461 | 2007-05-15 | ||
FR0703461A FR2916268B1 (en) | 2007-05-15 | 2007-05-15 | PROJECTILE AND STEERING METHOD |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102008021932A1 DE102008021932A1 (en) | 2008-12-11 |
DE102008021932B4 true DE102008021932B4 (en) | 2017-02-09 |
Family
ID=38821727
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102008021932.0A Expired - Fee Related DE102008021932B4 (en) | 2007-05-15 | 2008-05-02 | Projectile and associated tax procedure |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102008021932B4 (en) |
FR (1) | FR2916268B1 (en) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8367993B2 (en) * | 2010-07-16 | 2013-02-05 | Raytheon Company | Aerodynamic flight termination system and method |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5379968A (en) * | 1993-12-29 | 1995-01-10 | Raytheon Company | Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same |
US5582364A (en) * | 1991-11-07 | 1996-12-10 | Hughes Missile Systems Company | Flyable folding fin |
US20030071166A1 (en) * | 2001-10-16 | 2003-04-17 | Moore James L. | Precision guided extended range artillery projectile tactical base |
US20050116113A1 (en) * | 2003-11-28 | 2005-06-02 | Lawless Daniel F. | Dragless flight control system for flying objects |
WO2006028485A1 (en) * | 2004-01-15 | 2006-03-16 | Raytheon Company | 2-d projectile trajectory correction system and method |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2160324C2 (en) * | 1971-12-04 | 1982-04-08 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Missile with deployable stabilization surfaces |
GB2041502B (en) * | 1979-02-08 | 1982-09-08 | British Aerospace | Folding fin assembly |
FR2764689B1 (en) * | 1997-06-13 | 1999-08-27 | Tda Armements Sas | METHOD FOR CONTROLLING THE LATERAL DISPERSION OF GYROSCOPIC STABILIZED AMMUNITION |
SE519764C2 (en) * | 2000-08-31 | 2003-04-08 | Bofors Defence Ab | Canardfenaggregat |
CA2499956C (en) * | 2002-11-18 | 2009-02-03 | Raytheon Company | Method for designing a fin deployment mechanism |
US7083141B2 (en) * | 2003-12-02 | 2006-08-01 | Edward Nitenson | Self-propelled projectile |
-
2007
- 2007-05-15 FR FR0703461A patent/FR2916268B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-05-02 DE DE102008021932.0A patent/DE102008021932B4/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5582364A (en) * | 1991-11-07 | 1996-12-10 | Hughes Missile Systems Company | Flyable folding fin |
US5379968A (en) * | 1993-12-29 | 1995-01-10 | Raytheon Company | Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same |
US20030071166A1 (en) * | 2001-10-16 | 2003-04-17 | Moore James L. | Precision guided extended range artillery projectile tactical base |
US20050116113A1 (en) * | 2003-11-28 | 2005-06-02 | Lawless Daniel F. | Dragless flight control system for flying objects |
WO2006028485A1 (en) * | 2004-01-15 | 2006-03-16 | Raytheon Company | 2-d projectile trajectory correction system and method |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2916268B1 (en) | 2010-09-10 |
DE102008021932A1 (en) | 2008-12-11 |
FR2916268A1 (en) | 2008-11-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE60130470T2 (en) | Ultra-wide guided artillery projectile | |
DE4325218C2 (en) | Artillery missile and method for increasing the performance of an artillery missile | |
DE3735426A1 (en) | Projectile (round) having an unfolding element for engaging freely moving objects, preferably missiles | |
DE3608109C2 (en) | ||
DE102015013913A1 (en) | Full-caliber, spin-stabilized steer bullet with a long range | |
DE2458607A1 (en) | AIRPORT DESTINATION WITH RADAR REINFORCEMENT | |
DE3737232A1 (en) | EXERCISE FLOOR WITH SHORTENED RANGE | |
DE60021822T2 (en) | Device for changing the direction of flight of a rotation-stabilized steering column | |
DE1578136B2 (en) | FLOOR WITH STABILIZING FINS | |
DE102008021932B4 (en) | Projectile and associated tax procedure | |
DE3228461C2 (en) | End-phase steered ejector body | |
DE3522154C2 (en) | ||
DE3142742C2 (en) | ||
DE102020001703A1 (en) | Missile, aircraft with the missile and method for ejecting a missile from an aircraft | |
DE1043152B (en) | Twist projectile, preferably a hollow charge projectile | |
DE2222785A1 (en) | INFANTRY FLOOR FOR COMBATING GROUND GOALS | |
EP3392603A1 (en) | Tiltable two-part wing for missile guidance systems | |
DE19845611A1 (en) | Flight path correction method for artillery shell uses correction elements deployed during flight incorporated in body of shell, shell detonator, or correction unit | |
DE69925368T2 (en) | Method and device for correcting the trajectory of a rotation-stabilized projectile | |
DE3643291A1 (en) | SWIRL-STABILIZED SHELTER FLOOR | |
DE2856286A1 (en) | Supersonic missile stabilising system - generates controlled transverse force before or after centre of gravity | |
DE2457503C2 (en) | Infantry bullet | |
DE3222378A1 (en) | Device for reducing the sensitivity to lateral onflow of tail-stabilised combat bodies moving in air and/or water | |
DE102008007435B4 (en) | Spin-stabilized steerable projectile and method of steering | |
DE1578089B1 (en) | Warhead for a rocket-propelled missile or a projectile for combating armored targets |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
R082 | Change of representative |
Representative=s name: SCHNEIDER, MICHAEL, DR.-ING., DE |
|
R082 | Change of representative |
Representative=s name: SCHNEIDER, MICHAEL, DR.-ING., DE |
|
R016 | Response to examination communication | ||
R018 | Grant decision by examination section/examining division | ||
R020 | Patent grant now final | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |