DE1578089C2 - Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper oder ein Geschoß zur Bekämpfung von gepanzerten Zielen - Google Patents
Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper oder ein Geschoß zur Bekämpfung von gepanzerten ZielenInfo
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Description
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Die Erfindung bezieht sich auf einen Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper öder ein Geschoß
zur Bekämpfung von gepanzerten Zielen, wobei der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem vorbestimmten
Punkt der Flugbahn durch ein aerodynamisches Bremsmittel in eine im wesentlichen senkrechte
Endflugbahn gezwungen und seine Vorwärtsgeschwindigkeit erheblich herabgesetzt wird.
Nach der deutschen Patentschrift 15 78 077 sind bei einem Flugkörper mit panzerbrechendem Gefechtskopf
am Heck aerodynamische Bremsmittel vorgesehen, um die Bahn des Flugkörpers zu beeinflussen. Dabei werden
nach Zurücklegen eines gewissen Flugbahnabschnitts in einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn die Bremsmittel
in Form von Spreizklappen ausgefahren, wodurch die Geschwindigkeit des Flugkörpers verzögert, die
Flugbahn zunächst stark gekrümmt und diese dann in einen im wesentlichen senkrechten abgebremsten Fall
übergeht. Der Grund zu einer solchen Beeinflussung der Flugbahn liegt in der Tatsache, daß die Wirksamkeit
panzerbrechender Geschosse nach der Art von Projektilen erzeugenden Hohlladungen in hohem Maße
davon abhängt, daß der Flugkörper möglichst senkrecht auf dem Boden auftrifft, wobei mit Rücksicht auf die
Auslösung des Zündmechanismus gewisse Grenzen bezüglich der Auftreffgeschwindigkeit nicht über- oder
unterschritten werden dürfen.
Nach der französischen Patentschrift 9 33 558 ist es bekannt, daß ein Flugkörper, insbesondere zur Beförderung
von Nachrichten, z. B. Briefpost, nach zurückgelegtem Flug ähnlich einem Tragschrauber auf einer im
wesentlichen senkrechten Endbahn seinen Abstieg vollzieht. Hierzu werden vor Erreichen des Zielgebietes
sonst seitlich am Geschoßkörper angelegte Flügel ausgespreizt, wodurch der Flugkörper verhältnismäßig
langsam zürErde schwebt. Eine solche Einrichtung hat den Nachteil, daß hierbei die Auftreffgeschwindigkeit
des Flugkörpers auf dem Boden unter das für den eingangs genannten Zweck erforderliche Maß absinkt.
Eine andere bekannte Möglichkeit, die Flugbahn eines Geschosses zu verkürzen, besteht, wie die
französische Patentschrift 4 96 913 zeigt, darin, die äußere Geschoßform so zu verändern, daß der
Luftwiderstand erheblich vergrößert wird. Dadurch wird aber der konstruktive Aufbau des Geschosses
kompliziert und teuer. Außerdem ist dabei nicht \_ garantiert, daß das Geschoß in einer ganz bestimmten
Lage auf dem Boden auftrifft
Ferner zeigt die USA.-Patentschrift 30 88 403 einen Flugkörper zur Bekämpfung von Unterseebooten, der
nach Zurücklegen einer bestimmten Strecke des aufsteigenden Astes seiner parabelförmigen Flugbahn
durch Ausstoßen eines Fallschirmes am Heck abgebremst wird. Dadurch geht der Flugkörper in eine
senkrechte Endflugbahn über. Hierbei soll die Fallgeschwindigkeit, um ein unbeschädigtes Eintauchen des
Flugkörpers in das Wasser zu gewährleisten, erheblich reduziert werden; denn der Flugkörper soll sich im
Wasser bis auf die Tauchtiefe des zu bekämpfenden Unterseebootes funktionsfähig weiterbewegen. Diese
Möglichkeit der Beeinflussung der Flugbahn eines Flugkörpers erfordert durch die hohe Geschwindigkeit
einen großen Bremsschirm, der seinerseits durch die dabei auftretenden extremen Belastungen in seiner
Funktionsfähigkeit gefährdet ist.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die bisher bekannten Verfahren und Maßnahmen zur Abbremsung
von Flugkörpern oder Geschossen zwecks Erzielung eines möglichst senkrechten Einfallwinkels mit einer
noch ausreichenden Auftreffgeschwindigkeit zu verbessern.
Gelöst wird die Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem
vorbestimmten Punkt der Flugbahn durch Ausbringen geeigneter Mittel an der Spitze des Gefechtskopfes
vorübergehend destabilisiert wird, daß sich der Flugkörper bzw. das Geschoß durch Verminderung seiner
Geschwindigkeit zum Übergang in die beabsichtigte, angenähert senkrechte Endflugbahn vorübergehend
quer zur Flugbahn stellt, worauf der durch seine Leitmittel restabilisierte Gefechtskopf mit seiner
Längsachse wieder in die Bahntangente der annähernd senkrechten Endflugbahn eingestellt ist.
Die Erfindung nutzt die bekannte physikalische Erscheinung aus (wie z. B. aus einem AIAA-Bericht vom
Januar 1969 zu entnehmen ist), daß ein durch irgendeine Maßnahme in eine quer zur Flugbahn gerichtete Lage
gezwungener gestreckter (stabförmiger) Flugkörper bei gleichzeitiger Verminderung der Fluggeschwindigkeit
seine Querlage, dabei sich selbststabilisierend, beibehält.
Eine Einrichtung zur Erlangung des vorgeschlagenen
Verhaltens des Flugkörpers bzw. Geschosses während des Zielanfluges besteht erfindungsgemäß darin, daß die·
Flugkörper- bzw. Geschoßhaube in mehrere, als Brems-, bzw. Destabilisierungsflächen dienende Spreizsegmente°
unterteilt ist, die im vorbestimmten Punkt der Flugbahn <l5
ausgefahren werden. Dadurch stellt sich der Flugkörper quer und verharrt so lange in dieser Querlage, dabei sich
selbst stabilisierend, bis die annähernd senkrechte Abstiegsbahn erreicht ist, worauf die Spreizelemente
wieder eingefahren werden. Sodann tritt wieder die stabilisierende Wirkung vorhandener Heckleitflächen in
Erscheinung, die den Flugkörper wieder in die ursprüngliche Fluglage zwingt, in der seine Längsachse
mit der Bahntangente zusammenfällt.
Eine weitere erfindungsgemäße Einrichtung ist gekennzeichnet durch einen im vorderen Ende des
Flugkörpers bzw. Geschosses untergebrachten Bremsschirm, der im vorbestimmten Bahnpunkt durch
Abwerfen einer Verkleidung entfaltet wird und an der Flugkörper- bzw. Geschoßspitze vorübergehend oder
bis zum Ende der Flugbahn angreift. Dies bedeutet, daß der Bremsschirm entweder, nachdem der Flugkörper
seine Querlage eingenommen hat, abgesprengt oder sonstwie beseitigt wird, so daß der Flugkörper durch
Vorhandensein von Heckleitflossen wieder in seine ursprüngliche Lage mit seiner Längsachse in Richtung
der Bahntangente zurückgezwungen wird, oder aber daß der Flugkörper durch Verbleib des Bremsschirmes
um 180° umgedreht wird, so daß er mit seinem Heck voraus den senkrechten Abstieg zur Erde vollzieht.
Im Rahmen der Erfindung ist ein Flugkörper bzw. Geschoß angesprochen, bei dem die Auslösung der
Sprengladung mittels eines am Geschoßheck angeordneten, den Zünder beim Auftreffen des Geschoßhecks
auf dem Boden betätigenden Druckgliedes erfolgt, wobei der Abstand der Belegungselemente vom
Geschoßheck dem Abstand der oberen Zielentfernung vom Erdbogen entspricht. Dieses erfindungsgemäße
Merkmal hat einen weiteren Vorteil zur Folge, der bei Verwirklichung der beschriebenen zweiten Möglichkeit
—, zweite Flugphase mit dem Heck des Flugkörpers voraus — dann in Erscheinung tritt, wenn der
Flugkörper aus einem Gefechtskopf mit daran anschließendem Motorengehäuse, z. B. eines Raketenmotors,
zusammengesetzt ist. Der Vorteil besteht darin, daß infolge der Bauiänge des Motorengehäuses, z. B. des
ausgebrannten Raketenmotors, das in dieser umgekehrten Fluglage den Boden zuerst berührt, der zur
Erzielung der optimalen Wirkung des Geschosses beim Detonieren des Sprengsatzes erforderliche Bodenabstand
eingehalten wird. Die Betätigung des Zünders erfolgt in diesem Falle durch einen Druckbolzen, der
vom Zündmechanismus ausgehend und das Gehäuse des Raketenmotors in Längsrichtung durchsetzend, das
Heck des Flugkörpers überragt und beim Aufprall des Geschosses zuerst Bodenberührung hat.
Die Erfindung ist an Hand zweier nachfolgend
beschriebener Ausführungsbeispiele in der Zeichnung schematisch und im Prinzip dargestellt. Es zeigt
F i g. 1 eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen
Schießverfahrens,
F i g. 2 in einer Seitenansicht und teilweise im Schnitt
ein Raketengeschoß mit ausfahrbaren Bremsflächen zur Ausübung des Verfahrens nach der Erfindung,
Fig.3 die Seitenansicht eines Raketengeschosses
von anderer Bauart während der Destabilisierung,
Fig.4 das Raketengeschoß gemäß Fig.3 in der
Endflugphase.
Im Punkt A der F i g. 1 ist ein Flugkörper unter dem
Winkel φ gestartet. Er soll das im Punkt fliegende Ziel erreichen. Die u. a. durch den Winkel φ bestimmte
Flugbahn verläuft in einer Parabel und würde bei B enden, wenn sie nicht in dem zuvor bestimmten Punkt C
durch Destabilisierung des Flugkörpers unterbrochen würde. Für eine kurze Zeitspanne wird durch Bremsmit:
tel die Flugkörperachse rechtwinklig zur Bahntarigente
gestellt und der Flugkörper verliert rapide an Höhe. Hat er den Punkt D erreicht, so wird die Reststabilisierung
wirksam und die wenigen, an 90° Fällwinkel noch
fehlenden Winkeigrade stellen sich nach erfolgter Stabilisierung ein, so daß der Aufschlag im Ziel E
senkrecht zur Erdoberfläche erfolgt, der Winkel γ also 90° beträgt.
Das in Fig.2 dargestellte Raketengeschoß besteht
im wesentlichen aus einem Gefechtskopf 2, dessen Geschoßhaube 1 in mehrere, als Brems- und Destabilisierungsflächen
dienende, ausfahrbare Spreizsegmente la bis Idunterteilt ist, ferner aus dem Raketenmotor 4
sowie den auf der Mantelfläche des Motors angeordneten Stabilisierungsflächen 5. Am Umfang des Gefechtskopfes 2 sind in einer die Sprengladung 3 umgebenden
dünnen Hülle 2a in mehreren zur Geschoßachse rechtwinklig liegenden Anordnungsebenen — im
Ausführungsbeispiel in fünf Ebenen — kegelige Belegungselemente 6 angeordnet.
Für jede Belegungsebene ist eine eigene Initiierungsstelle
vorgesehen, von denen eine dargestellt und mit 7 bezeichnet ist. Alle Initiierungsstellen 7 werden über
eine diese verbindende Zündleitung 8 simultan gezündet, sobald ein nicht näher gezeigter, jedoch an sich
bekannter Aufschlagzünder im Gefechtskopf mittels eines an der Geschoßspitze ausfahrbaren Teleskopstabes
9 betätigt wird. Der Teleskopstab ist dabei auf eine solche Länge eingestellt, daß die Zündung der
Sprengladung in der Höhe DH erfolgt.
Die Flugbahn A-B wird bei Verwendung des vorstehend beschriebenen Geschosses gemäß Fig.2
bei C durch Ausfahren der Spreizsegmente la bis idder
Geschoßhaube 1 infolge destabilisierten Querstellens des Geschosses zur Bahntangente stark gekrümmt, so
daß bereits ein Einfallwinkel von etwa 90 bis 10° erreicht ist. Im Punkt D der F i g. 1 erfolgt der weitere
Verfahrensschritt gemäß der Erfindung, nämlich die Reststabilisierung durch Wiedereinfahren der Spreizsegmente,
d. h. durch Wiederherstellung der aerodynamisch geformten Gefechtskopfhaube 1. Die Stabilisierungsleitwerksflügel
5 bewirken, daß sich das Geschoß wieder ausrichtet und den letzten Abschnitt seiner
Flugbahn mit senkrecht zum Boden ausgerichteter Achse durcheilt, bis es durch die Bodenberührung des
Teleskopstabes gezündet wird und in der Optimalhöhe detoniert.
In den Fig.3 und 4 ist ein Raketengeschoß
dargestellt, welches durch Ausfahren des Bremsschirmes 10 sowohl destabilisiert als auch restabilisiert wird.
Beim Start des Geschosses, dessen Aufbau im ijbrigen
demjenigen des in Fig.2 dargestellten bis auf die
Anordnung des Bremsschirmes an Stelle der Spreizsegmente la bis id sehr ähnelt, wird die Geschoßhaube 1
durch die Verkleidung 11 und 12 aus Blechen gebildet. Bei Erreichen des Punktes C der Flugbahn wird die
Verkleidung 11 und 12 abgeworfen und der an dem darunter befindlichen Verankerungsstab 14 mittels einer
Leine befestigte, zusammengelegte Schirm 10 entfaltet sich. Er bewirkt zunächst eine starke Verminderung der
Horizontalgeschwindigkeit des Geschosses und wendet
dieses, da er an der Geschoßspitze angreift, in Richtung Pfeil h soweit um, daß die Geschoßachse, die bisher in
der Bahntangente lag, senkrecht zu dieser Richtung steht. Nach dieser Destabilisierung wird die Flugbahn
des Geschosses stark gekrümmt und verläuft etwa in Richtung des Pfeiles i. Die sofort einsetzende Restabilisierung
erfolgt in.der Weise, daß das Geschoß, mit dem Heck voraus an dem Schirm hängend, mit wachsender
Geschwindigkeit zu Boden sinkt. Die Geschoßachse stellt sich hierbei erneut gleichachsig zur Bahntangente
ein und.es. trifft senkrecht zum Erdboden bei E auf, wobei durch Eindrücken des am Geschoßheck befindlichen
Druckgliedes 13,die Zündung ausgelöst wird und die Sprengladung in der optimalen Bodenentfernung
DHdetoniert. ' '■<<
Versuche haben gezeigt, daß der Flugkörper nach
einigen Sekunden der Brems- und Destabilisierungsphase erneut stabilisiert wird, um dann, praktisch senkrecht,
zu Boden zu fallen. Bei der Dimensionierung des
Fallschirmes war darauf zu achten, daß der Flugkörper nur in geringe Kreispendelung überging, d. h., daß die
Kreispendelung gedämpft werden müßte.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (4)
1. Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper oder ein Geschoß zur Bekämpfung von
gepanzerten Zielen, wobei der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem vorbestimmten Punkt der
Flugbahn durch ein aerodynamisches Bremsmittel in eine im wesentlichen senkrechte Endflugbahn
gezwungen und seine Vorwärtsgeschwindigkeit erheblich herabgesetzt wird, da durch g e k e η η zeichne
t,idaß der Flugkörper bzw. das Geschoß
im vorbestimmten "Punkt (C) der Flugbahn durch
Ausbringen geeigneter Mittel an der Spitze des Gefechtskopfes vorübergehend destabilisiert, wird,
daß sich der Flugkörper bzwi das Geschoß durch Verminderung seiner Geschwindigkeit und zum
Übergang in die beabsichtigte, angenähert senkrechte Endflugbahn vorübergehend quer zur Flugbahn
stellt, worauf der durch seine Leitmittel restabilisierte Gefechtskopf (im Bahnpunkt D) mit seiner
Längsachse wieder in die Bahntangente der annähernd senkrechten Endflugbahn eingestellt ist.
2. Gefechtskopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugkörper- bzw. Geschoßhaube
(1) in mehrere, als Brems- bzw. Destabilisierungsflächen dienende Spreizsegmente (la bis id)
unterteilt ist, die im vorbestimmten Punkt C ausgespreizt werden.
3. Gefechtskopf nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen im vorderen Ende des Flugkörpers bzw.
Geschosses untergebrachten Bremsschirm (10), der im vorbestimmten Bahnpunkt (C) durch Abwerfen
einer Verkleidung (11, 12) entfaltet wird und an der
Flugkörper- bzw. Geschoßspitze vorübergehend oder bis zum Ende der Flugbahn angreift.,
4. Gefechtskopf nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Auslösung der Sprengladung
mittels eines am Flugkörper- bzw. Geschoßheck angeordneten, den Zünder beim Auftreffen des
Hecks auf dem Boden betätigenden Druckglieds (13) erfolgt.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEB0094951 | 1967-10-14 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1578089C2 true DE1578089C2 (de) | 1976-02-26 |
Family
ID=
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