DE1109057B - Raketengeschoss - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Raketengeschosse, bei denen eine oder mehrere um die Längsachse des Geschosses angeordnete Düsen den Schub für den Vortrieb erzeugen.

Die bekannten Raketengeschosse sind durch Stabilisierflossen oder durch ihren Drall stabilisiert.

Im allgemeinen gibt man Raketengeschossen mit Stabilisierflossen eine sehr geringe Rotation von etwa 10 bis 15 Umdrehungen pro Sekunde, um die Wirkung einer Unsymmetrie des Aufbaues auszuschalten. Durch sie allein wird keine ausreichende Stabilisierung erreicht. Die Stabilisierflossen haben den Zweck, den aerodynamischen Mittelpunkt hinter den Schwerpunkt der gesamten Geschoßmasse zu legen. Der aerodynamische Mittelpunkt ist der Angriffspunkt der aerodynamischen Resultierenden des auf das Geschoß wirkenden Luftwiderstandes. Diese Resultierende hat einen schwachen Anstellwinkel gegenüber der Längsachse des Geschosses. Das Gleichgewicht des Geschosses ist um so stabiler, je weiter der aerodynamische Mittelpunkt hinter dem Schwerpunkt gelegen ist.

Im Gegensatz dazu liegt bei Raketengeschossen ohne Stabilisierungsfläche der aerodynamische Mittelpunkt sehr weit vor dem Schwerpunkt und etwa im Abstand von zwei Drittel der Länge des spitzbogenförmigen Vorderteils hinter der Spitze, während der Schwerpunkt viel weiter hinten liegt. Das Geschoß hat dann ein unstabiles Gleichgewicht, und die Stabilität wird nur erhalten, wenn sich das Geschoß mit großer Geschwindigkeit von mindestens 200 Umdrehungen pro Sekunde um seine Achse dreht. Eine gyroskopische Stabilisierung ist aber bei erhöhter Geschwindigkeit mit gewissen Geschoßtypen nicht zu erreichen.

Bei den bekannten Typen der Raketengeschosse und bei den klassischen Geschossen ohne eigenen Antrieb befindet sich also der aerodynamische Mittelpunkt in einem erheblichen Abstand vom Schwerpunkt, entweder hinter ihm oder vor ihm. Daraus entsteht die Schwierigkeit, die Geschosse auf ihrer Flugbahn zu halten. Unter der Einwirkung einer seitlichen Windkomponente greift am Geschoß ein Drehmoment an, das bestrebt ist, das Geschoß zu kippen. Dieses Kippmoment ist aber proportional der Länge seines Hebelarmes, d. h. dem Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem aerodynamischen Mittelpunkt, und tritt um so mehr in Erscheinung, je größer dieser Hebelarm ist.

Zwar ist die durch die aerodynamische Wirkung des seitlichen Windes verursachte Störung bei Geschossen ohne eigenen Antrieb, z. B. bei einer aus Raketengeschoß

Anmelder:

Societe Nouvelle des Etablissements Brandt, Paris

Vertreter: Dipl.-Ing. R. Ohmstede, Patentanwalt, Stuttgarts, Falbenhennenstr. 17

Beanspruchte Priorität:
Frankreich vom 2. März 1955

einer Kanone abgeschosssenen Granate gering. Bei Raketengeschossen ist dies jedoch nicht der Fall. Bei diesen neigt das vom seitlichen Wind verursachte Drehmoment die Achse des Geschosses, die mit der Schubrichtung zusammenfällt, gegenüber der Flugbahntangente. Die dadurch entstehende quer zur Flugbahn wirkende Komponente dieses Schubes gibt dem Geschoß eine um so größere transversale Geschwindigkeit, je größer der Anteil des Impulses ist, der dem Geschoß außerhalb des Abschußgerätes erteilt wird.

Für die beiden bekannten Arten von Raketengeschossen mit Stabilisierungsflosse einerseits oder mit Drallstabilisierung andererseits wird die Abweichung durch die Einwirkung eines seitlichen Windes sehr groß. Bei flossenstabilisierten Geschossen macht sie sich besonders in einer Richtungsänderung, bei drallstabilisierten Geschossen in einer Änderung der Reichweite bemerkbar.

Außerdem ist bereits ein Geschoß, jedoch ohne eigenen Antrieb bekanntgeworden, welches als Bombe mit Leitwerk ausgebildet ist und bei dem der aerodynamische Mittelpunkt etwa in einer Entfernung des 0,6fachen des Kalibers hinter dem Schwerpunkt angeordnet ist. Ein anderes ebenfalls bekanntes Geschoß ist für Handfeuerwaffen kleinen Kalibers bestimmt und ist vorn kugelförmig ausgebildet. An das kugelmörmige Vorderteil schließt sich gegebenenfalls noch

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ein Leitwerk an. Bei dieser Ausführungsform liegt der Schwerpunkt vor dem aerodynamischen Mittelpunkt, und zwar ziemlich nah an demselben. Die vorliegende Erfindung, die sich auf die obigen Betrachtungen stützt, hat ein Raketengeschoß zum Ziel, das für das durch einen Seitenwind verursachte Kippmoment viel weniger empfindlich ist und daher einen sehr präzisen Schuß erlaubt. Dies wird dadurch erreicht, daß die Form seines Körpers und die Verteilung seiner Massen so gewählt ist, daß der Abstand des aerodynamischen Mittelpunktes vom Schwerpunkt in einem Bereich zwischen + und —0,3 mal dem Kaliber des Geschosses beträgt, wobei ein geringer Abstand zwischen den beiden Punkten an sich bereits bekannt ist, und daß Mittel vorgesehen sind, die dem Geschoß auf seiner Flugbahn einen kleinen, stabilisierenden Drall von etwa 40 bis 120 Umdrehungen pro Sekunde geben. Dieser Drall hängt jedoch von den aerodynamischen Kennzeichen des Geschosses ab.

Dank der Tatsache, daß der aerodynamische Mittelpunkt ziemlich nahe an dem Schwerpunkt liegt, ist der Arm des durch die aerodynamischen Kräfte verursachten, störenden Drehmomentes sehr klein, und, im Grenzfall, wenn der aerodynamische Mittelpunkt genau mit dem Schwerpunkt zusammenfällt, ist das störende Drehmoment gleich Null. Das Geschoß ist also der Konstruktion nach entweder im indifferenten Gleichgewicht oder mindestens sehr nahe an diesem Gleichgewichtszustand. Wenn dieses indifferente Gleichgewicht genau erreicht ist und über den ganzen Verlauf des Schusses aufrechterhalten ist, wird sich das Geschoß auf seiner ganzen Bahn im Gleichgewicht befinden, aber man kann nicht immer absolut sicher sein, daß der aerodynamische Mittelpunkt mit dem Schwerpunkt genau zusammenfällt, und überdies kann diese Übereinstimmung, selbst wenn sie beim Abschuß des Geschosses sehr genau war, aufgehoben werden, weil im Laufe des Fluges des Geschosses sich sein Schwerpunkt nach vorn verschiebt. Eine genaue Übereinstimmung des aerodynamischen Mittelpunktes mit dem Schwerpunkt kann also nicht auf der ganzen Flugbahn des Geschosses erhalten werden. Außerdem können andere Ursachen der Störung, wie z. B. der Stoß beim Abschuß, eine Exzentrizität des Schubes durch die ausströmenden Treibgase oder eine Unsymmetrie in der Fertigung, nicht gänzlich vermieden werden. Aus diesen Gründen ist vorgesehen, daß dem Geschoß auf seiner Flugbahn eine geringe stabilisierende Rotation um seine Achse erteilt wird, die selbst bei geringer Drehzahl ausreicht, weil ja bereits beim Entstehen der Störung das Geschoß in einem Zustand nahe dem indifferenten Gleichgewicht ist und während des Fluges bleibt.

Weitere Merkmale ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsformen der Erfindung.

Fig. 1 bis 5 zeigen Längsschnitte durch Ausführungsformen der Raketengeschosse gemäß der Erfindung.

Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform ist die Erfindung auf ein Raketengeschoß mit Stabilisierungsflossen 10 und einem in Züge eingreifenden Führungsring 12 angewendet.

Das Geschoß weist einen zylindrischen, spitz zulaufenden Körper 1 vom Kaliber b auf. Der Vorderteil 2 ist mit einem Zünder 3 versehen, der zur Zündung einer Ladung 4 bestimmt ist, die, wie dargestellt, vorteilhaft aus einer Hohlraumladung bestehen kann.

Diese Ladung 4 stützt sich entweder direkt oder in bekannter Art über eine nicht dargestellte, zentrale Hauptstütze auf einer Querwand 5 ab, die in dem hinteren Teil des Geschosses eine Kammer 6 abteilt, in der die Treibladung 7 angeordnet ist.

Diese Ladung bekannter Art weist beispielsweise einen mittleren Kanal 8 auf, der als Verbrennungskammer dient. Die Gase verlassen das Geschoß durch eine Düse 9 als axialen Strahl, der den Antriebsschub erzeugt.

Der Körper 1 ist hinten mit einer Anzahl Stabilisierungsflossen 10 versehen, von denen im dargestellten Beispiel je eine um eine längsverlaufende Achse 11 drehbar gelagert ist. Diese Achse 11 erlaubt, daß die Stabilisierungsflossen 10 im Augenblick des Abschusses, wie an sich bekannt, an der Düse 9 angelegt bleiben, so daß die Geschoßteile beim Abschuß innerhalb des Kalibers b des Geschosses Platz finden.

Die Achse der Düse 9 fällt im dargestellten Beispiel genau mit der Längsachse X-X des Geschosses zusammen.

Das Geschoß weist noch einen Führungsring 12 auf, dessen Vorsprünge mit den Mantellinien des zylindrischen Teiles des Körpers 1 einen bestimmten Winkel y bilden. Sie werden beim Abschuß in den Zügen der Abschußvorrichtung geführt und geben dem Geschoß während des Abschusses einen Drall.

Das Geschoß, dessen soeben beschriebene Form und Anordnung bekannt sind, unterscheidet sich von den bekannten Geschossen zunächst durch das wichtige Merkmal, daß der aerodynamische Mittelpunkt F, d. h. der Punkt, durch welchen bei einem geringen Einfallswinkel des Windes von 10° die aerodynamische Resultierende des Luftwiderstandes auf das Geschoß einschließlich der Flossen wirkt, sich in einem sehr geringen Abstand χ vom Schwerpunkt G der gesamten Geschoßmasse befindet. Dieser Abstand x, der im Grenzfall Null sein kann, liegt in einem Bereich zwischen + und — 0,3 b, wobei b das Kaliber des Geschosses ist.

Der Punkt F kann daher, wenn er nicht genau mit dem Schwerpunkt G zusammenfällt, sowohl vor dem Schwerpunkt als auch hinter ihm liegen.

Die Lage des Schwerpunktes G ist durch den konstruktiven Aufbau bestimmt, die Lage des aerodynamischen Mittelpunktes F kann angenähert durch Rechnung bestimmt werden. Die genaue Bestimmung wird experimentell durchgeführt.

Die Lage des aerodynamischen Mittelpunktes F ist mit guter Annäherung durch die folgende Formel (A) gegeben:

3d

(A)

η ist die Zahl der Flossen 10, S die Oberfläche einer Flosse, α der Abstand des Schwerpunktes G des Geschosses vom Druckzentrum jeder Flosse, b das Kaliber des Geschosses, c der Abstand des Schwerpunktes G von der Spitze des Geschoßvorderteiles 2, d die Länge des spitzbogenförmig verlaufenden Teiles des Geschosses, e ein Koeffizient, welcher der Änderung der senkrechten Komponente der aerodynamischen Rückwirkungen auf eine der Stabilisierungsflossen 10 bei einer Änderung des Anstellwinkels, d. h. einer Änderung des Auftriebes, entspricht, k ein Koeffizient oder Parameter, abhängig von d/b.

In der Praxis kann man k = 6 oder 6,5 oder 6,8 · 10-² entsprechend d/b = 1,5 oder 2,5 setzen.

In der obenstehenden Formel (A) sind alle Werte der rechten Seite, einschließlich dem von der Form der Flossen abhängenden e, durch die Konstruktion bekannt, und im linken Ausdruck ist a in gleicher Weise bekannt. Die Formel erlaubt also bei gegebenem η S zu berechnen oder umgekehrt.

Um die Bestimmung der Oberfläche der Stabilisierflossen genau vorzunehmen, kann man den aerodynamischen Mittelpunkt F des Geschosses im Windkanal bestimmen. Hierfür kann man die üblichen Modellversuche mit variablen Größen der Stabiliserungsflossen vorsehen.

Man kann dann eine Kurve zeichnen, die für die verschiedenen, als Abszisse aufgetragenen Werte der Oberfläche in der Ordinate die entsprechenden Lagen des aerodynamischen Mittelpunkts ergibt. Auf der Ordinate für die Lage des Schwerpunktes ist am Schnittpunkt mit der gezeichneten Kurve jener bestimmte Oberflächenwert zu erkennen, bei dem der aerodynamische Mittelpunkt mit dem Schwerpunkt zusammenfällt.

Die gezeichnete Kurve ist außerdem eine Funktion der Windgeschwindigkeit im Windkanal. Man muß daher für diese Untersuchung eine Windgeschwindigkeit wählen, die gleich der mittleren Geschwindigkeit ist, die das Geschoß haben wird.

Durch die vorerwähnte Formel (A), vervollständigt durch das obenerwähnte empirische Vorgehen, ist es also möglich, die Größe der Oberfläche der Flossen zu bestimmen. Im folgenden sollen noch die Mittel angegeben werden, durch die die gewünschte Rotationsgeschwindigkeit erzielt wird. Diese Rotationsgeschwindigkeit wird durch den Drallwinkel der Vor- Sprünge des Führungsringes 12 erreicht. Es sei y dieser Drallwinkel, der in der Fig. 1 der besseren Darstellung wegen in die Schnittebene projiziert ist. Durch Rechnung kann bestätigt werden, daß bei eingehaltener Bedingung der Formel (A) die Rotationsgeschwindigkeit günstig ist, wenn der Drallwinkel y folgender Ungleichung genügt:

tg²J > -ν-'

J₀ 2

~2g

Qc-Id) lld

(B)

45

Die Werte k, b, c, d sind die gleichen wie die in der Formel (A). g ist die Erdbeschleunigung; I₁ ist das Trägheitsmoment des Geschosses bezüglich einer Kippachse, d. h. bezüglich einer durch den Schwerpunkt gehenden Achse senkrecht zu der Längsachse X-X; I₀ ist der Trägheitsmoment des Geschosses bezüglich der Längsachse X-X, d. h. bezüglich der Rotationsachse; D ist die Luftdichte in kg/m³.

Die obigen Formeln (A) und (B) sind in MKS-(Meter, Kilogramm, Sekunde) System aufgestellt.

Wenn die beiden obenerwähnten Bedingungen (A) und (B) bezüglich der Lage des aerodynamischen Mittelpunkts F und der Neigung der Flossen erfüllt sind, ist das Geschoß auf dem ganzen angetriebenen Teil seiner Flugbahn etwa im indifferenten aerodynamischen Gleichgewicht, und seine Rotationsgeschwindigkeit genügt, das Geschoß vollständig zu stabilisieren. Dabei tritt die Stabilisierung sogar vor dem Entfalten der Flossen ein, wie auch immer die Anstellung der Flossen bezüglich der Längsachse X-X des Geschosses ist. Es ist jedoch nicht berücksichtigt, daß die Flossen die Rotation durch die Anstellung bremsen.

Ein besonders günstiges Ergebnis wird erzielt, wenn der Anstellwinkel i, den die Stabilisierungsflossen mit der Längsachse X-X des Geschosses bilden, genauso groß wie der Winkel ist, den die Resultierende einnimmt, die aus der Fluggeschwindigkeit des Geschosses und dem Vektor, der der Rotationsgeschwindigkeit des Geschosses in drei Vierteln der Verbrennungsperiode entspricht, zusammengesetzt ist. In der Figur ist der Winkel / wieder in die Schnittebene projiziert.

Wenn diese Bedingung für den Anstellwinkel der Stabilisierungsflossen eingehalten ist, durchläuft die Geschwindigkeit des zuerst gebremsten Geschosses ein Minimum und steigt dann leicht an. In der Fig. 2 ist eine andere Ausführungsform der Erfindung dargestellt, bei der, wie bei der vorhergehenden, ein Führungsring 12 vorgesehen ist. Dieses Geschoß unterscheidet sich von dem vorhergehenden nur dadurch, daß die Stabilisierungsflossen 10« innerhalb des Kalibers b liegen. Ihr Anstellwinkel kann vorteilhafterweise in derselben Art wie beim Beispiel der Fig. 1 bestimmt werden. Es gelten auch hier die Formeln (A) und (B).

Bei der in Fig. 3 dargestellten Ausführungsform der Erfindung ist die Sprengladung 4 b nicht als Hohlraumladung ausgebildet. Bei dieser Ausführungsform liegt der Schwerpunkt G etwas vor dem aerodynamischen Mittelpunkt F, aber auch in diesem Falle ist und bleibt der Abstand kleiner als 0,3 b. Dieses Geschoß hat ausklappbare Stabilisierungsflossen 10 b. Die Rotation wird jedoch durch Düsen 9 b erreicht, deren Längsachse Y-Y in einem Winkel ζ zu der Längsachse X-X des Geschosses liegt. Diese Achse Y-Y ist der besseren Darstellung wegen in die Schnittebene der Zeichnung projiziert. Um eine geeignete Rotationsgeschwindigkeit zu erhalten, ist es notwendig, daß der Winkel ζ folgender Ungleichung genügt:

It D Qc-3d)

^tg"^Z>MV< T? Td (^C>

in der M die Masse des Geschosses und r der Abstand der Düse von der Geschoßachse X-X ist.

In Fig. 4 ist eine Ausfürungsform eines erfindungsgemäßen Geschosses dargestellt, die überhaupt keine Stabilisierungsflossen aufweist. Der Geschoßkörper hat praktisch die Form einer Spitze. Der Antrieb erfolgt durch eine zentrale Düse 9 c. Das Geschoß wird durch einen Führungsring 12 c in Umdrehung versetzt, wobei der Drallwinkel y der Ungleichung (B) genügt. Bei einem Geschoß dieser Form liegt die Lage des aerodynamischen Mittelpunkts F endgültig fest; dieser befindet sich in einem Abstand von dem vorderen Ende der Spitze, der zwei Drittel der Gesamtlänge entspricht. Die Lage des Schwerpunktes g ist durch die Forderung bestimmt, daß sein Abstand von F kleiner als 0,3 b sein soll.

Bei der in Fig. 5 dargestellten, ähnlichen Ausführungsform wird die Rotation wie beim Beispiel nach Fig. 3 durch Anstellung der Düsen 9 d erreicht, der Anstellwinkel genügt der obigen Ungleichung (C).

Claims (4)

PATENTANSPRÜCHE:

1. Raketengeschoß, dadurch gekennzeichnet,

daß die Form seines Körpers und die Verteilung seiner Massen so gewählt sind, daß der Abstand (x) des aerodynamischen Mittelpunktes (F) vom

Schwerpunkt (G) in einem Bereich zwischen + und — 0,3 mal dem Kaliber (b) des Geschosses beträgt, wobei ein geringer Abstand zwischen den beiden Punkten an sich bereits bekannt ist, und daß Mittel (12, 12 c, 9 b, 9d) vorgesehen sind, die dem Geschoß auf seiner Flugbahn einen kleinen stabilisierenden Drall von etwa 40 bis 120 Umdrehungen pro Sekunde geben.

2. Geschoß nach Anspruch 1 mit einem einen spitzbogenförmigen Längsschnitt aufweisenden Vorderteil, dadurch gekennzeichnet, daß das Geschoß Stabilisierungsflossen (10, 10 a, 10 b) aufweist, deren Zahl und Oberfläche mindestens etwa der folgenden Gleichung (1) genügt:

-lSa =

kl? ^Z

2d)

15

3d

in der η die Zahl der Flossen, 5 die Oberfläche einer Flosse, α der Abstand des Schwerpunktes (G) des Geschosses vom Druckzentrum jeder Flosse, b das Kaliber des Geschosses, c der Abstand des Schwerpunktes (G) von der Spitze des Geschoßvorderteils (2), d die Länge des spitzbogenförmig verlaufenden Teiles des Geschosses, e ein Koeffizient, welcher der Änderung der senkrechten Komponente der aerodynamischen Reaktionskräfte auf eine der Stabilisierangsflossen bei einer Änderung der Anstellung des Geschosses entspricht, und k ein Koeffizient oder Parameter, abhängig von d/b ist.

3. Geschoß nach Anspruch 1 mit dem Geschoß eine Rotation gebenden Vorsprüngen auf dem

Geschoßkörper, die in einem Winkel zu der Längsachse des Geschosses stehen, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel dieser Vorsprünge (12, 12 c) der folgenden Ungleichung (2) genügt:

in der g die Erdbeschleunigung, I_t das Trägheitsmoment des Geschosses bezüglich einer Kippachse, d. h. bezüglich einer durch den Schwerpunkt gehenden Achse senkrecht zu der Längsachse X-X, I₀ das Trägheitsmoment des Geschosses bezüglich der Längsachse X-X, d. h. bezüglich der Rotationsachse, und D die Luftdichte in kg/m³ ist.

4. Geschoß nach Anspruch 1, das durch Anstellen von um die Längsachse des Geschosses angeordneten Düsen eine Rotation erhält, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel (z) folgender Ungleichung (3) genügt:

D , ,„ (3c -3d)

in der M die Masse des Geschosses und r der Abstand der Düse von der Geschoßachse X-X ist.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Schweizerische Patentschriften Nr. 197 007,
567;

französische Patentschriften Nr. 809 181, 816 083; britische Patentschrift Nr. 482546;
USA.-Patentschrift Nr. 1194363.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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