DE1935587C3 - AbschuBvorrichtung mit Drallzügen, insbesondere für selbstgetriebene Geschosse - Google Patents

Description

.Vf_r(r) = (A+ Bt) [tH'-I)Y

folgt, wobei r die Zeitkoordinate und T die Verweilreit des Geschosses (8) in der Abseilvorrichtung (1) während des Startvorganges ist und die Konstanten A und B derart festgelegt sind, daß das Drehmomenlmaximum an einer vorgegebenen starrsten Stelle der Abschußvorrichtung(l). vorzugsweise an den Stützlagern (7) auftritt und das Geschoß (8) nach der Verweilzeit T die Abschußvorrichtung (1) mit einer vorgegebenen Rollfrcquenz (/) verläßt.

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Die Erfindung betrifft eine Abschußvorrichtung mit Draiizügen. deren Neigungswinkel nicht konstant verläuft, insbesondere für selbstgetriebene Geschosse mit vorgegebenem Scluibkraftverlauf über der Zeit.

Bei solchen Geschossen, auch als Raketen bezeichnet, wird oft. um den Einfluß baubedingter Unsymmetrien auf deren Flugbahn weitgehend zu vermeiden, der Rakete auf ihrer Flugbahn ein geringer Drall in der Größenordnung von IO Hz aufgezwungen. Hierzu ist es bekannt. /. B. die Abschlißvorrichtung mit Drallzügcn konstanten Neigungswinkels zu versehen. so daß beim Abschuß der Rakete diese, ähnlich einern gasgetriebenen Geschoß, beim Verlassen der Abschabvorrichtung die gewünschte Rollfrequenz besitzt.

Wie die Erfahrung gezeigt hat. ist der Abschuß einer Rakete mit derartigen Abschußvorrichtungen 45, problematisch. Im Gegensatz /u gasgetriebenen Geschossen greift die Rakete mit Führungsnockcn oder mit ihrem eingeklappten Leitwerk in die vorgesehenen Drall/ügeein. die nicht auch noch das Rohrabdichten, sondern lediglich der Führung der Rakete in den Drallzügen dienen, über die Drallzüge wird die Rakete bei ihrer Beschleunigung zur Rotation gezwungen, wobei sie ein Drehmoment auf die Abschlagvorrichtung ausübt, dessen Verlauf ungefähr proportional dem Schubverlauf der Rakete ist. d. h.. das <;<·, Drehmoment steigt anfangs sehr schnell an. knickt dann ab und bleibt im weiteren Verlauf über die gesamte Länge der Abschußvorrichtung ungefähr konstant. Einerseits wird dadurch die Belastung der lührungsnocken bzw. des eingcklappten Leitwerks ^o der Rakete und der Drallzüge der Abschußvorrichtung anfangs so groß, dall die Führung der Rakete in den Draiizügen nicht, wie es wünschenswert ist. glatt verläuft, sondern es treten sogenannte Rattermarken auf. die die Rakete zum Flattern bringen und deren I lug- (,.; Stabilität negativ beeinflussen.

Andererseits bewirkt die über die gesamte Länge der Ahschußvorrichuinu hohe Drehmomentbclastimii außerdem daß die Abschußvorrichtung in Schwineun-en versetzt wird. Besonders die Schwingungen der^Abschußvorrichtung in Mündungsnahe beeino.._s.,„o A\f Treffgenauigkeit ungelenkter Raketen zu deren" Nachteil, "da die momentane Schußrichtung beim Austritt der Rakete aus der Abseilvorrichtung nicht mehr mit der Visierlinie übereinstimmt.

\nch beim Abschuß gelenkter Raketen, die z. B. mit achsenparallel zur Abschußvorrichtung angeordneten licht- und vvärmeempfindlichen Ortungsgeraten auf ihrer Bahn verfolut werden, kann die durch die Schwingune der Abschußvorrichtung bedingte Streuuni! der Rakete so groß sein, daß sie nicht in das Gesi-htsfeld der Ortungsgeräte eintritt, so daß eine sogenannte halbautomatische Lenkung undurchführbar wird. Ferner tritt an der Mündung der Abschußvorrichtung noch ein weiterer Effekt auf:

Da die Rakete die Abseilvorrichtung mit einem »roßen Drehmoment verläßt, hat sie im Moment des Aboanszs vom Werfer eine große Winkelbeschleuniouiv' fn Verbindung mit dem durch die Schwerkraft bedingten Abkippen der Rakete wird die Winkelbeschleunigung dazu führen, daß auf die Rakete senkrecht zu ihrer Flugrichtung eine Tangentialkraft wirkt, die die Rakete zu"einer Präzession und Pendelung um die Fluerichtunesachsc zwingt. Diese Präzession ist. da sie im Laufe des Fluges ständig integriert wird. weder bei ungelenkten Raketen erwünscht, da die Fluustabilität und Treffgenauigkeit darunter leiden können, noch bei gelenkten Raketen, da die momentane Rollachse nicht mehr mit der Flugrichtung zusammenfällt. Da aber ein Steuersignal, das die Rakete lenken soll, immer auf die Stellung der momentanen Rollachse in bezug zu einer raumfesten Achse, beispielsweise der eines Kreisels, bezogen ist. wird eine Korrektur der Flugbahn der Rakete kompliziert.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die bekannten Abschußvorrichtungen der hier in Frage stehenden Art zu verbessern durch Maßnahmen, die den Verlauf des Drallwinkels der Drallzüge derart beeinflussen, daß eine günstige Verteilung der ürehmomcntbelastung der Abschlißvorrichtung über deren gesamte Länge erreicht wird, um die oben angeführten Nachteile zu beseitigen.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung dadurch üclöst. daß der Neigungswinkel der Drallzüge so ausgebildet ist. daß der Drehmomentverlauf über die Länge der Abschußvorrichtimg der Funktion

A/_r(M = (1

-t)Y

Mut. wobei f die Zeilkoordinate unu 7 die Verweilzeit des Geschosses in der Abschlagvorrichtung während des Startvorganges ist und die Konstanten A und B derart festgelegt sind, daß das Drehmomentmaximum an einer vorgegebenen starrsten Stelle der Abseilvorrichtung, vorzugsweise an den Stützlagern auftritt und das Geschoß nach der Verweilzeil 7' die Abschlagvorrichtung mit einer vorgegebenen Rollfrequenz verläßt.

Dadurch, daß das Maximum des Drehmomente^ durch entsprechende Dimensionierimg der Konstanten A und If in weiten Bereichen über die Länge der Abschaltvorrichtung variiert werden k; nn. wird in Verbindung mil dem horizontalen Anstieg des Drehmoments und dos Drallwinkels eine glatte Führung der Räkele in den Drallzügen gewährleistet. Einerseits weiden dadurch zuverlässig die Rattermarken

vermieden, so daß ein Flattern der Rakete im Werfer nicht auftntt. andererseits werden die Drallzüge der Abschußvorrichtung und die Führungsnocken bzw. die eingeklappten Flügel der Rakete wesentlich geringer beansprucht, was eine längere Lebensdauer der Abschußvorrichtung zur Folge hat bzw. eine Beschädigung der Flügel verhindert. Außerdem ist d^;e Belastung der Drallzüge und der Abschußvorrichtung über den größten Teil der Länge der Abschußvorrichtuni! wesentlich geringer als das bei A'oschußvorrichtuniien der Fall ist, deren Drallzüge mit konstantem Neigungswinkel ver'aufen. Deshalb kann die Konstruktion der Aoscliußvorrichtung den auftretenden Belastungen besser angepaßt werden, was sich auf das Gewicht der Abschußvorrichtung und deren Handhabung günstig auswirkt.

Es ist zwar bei Abschußvorrichtungen für gas-.'etriebene. drallstabilisiert fliegende Geschosse bekannt, daß der Drallwinkel nicht konstant verläuft. So ist es z. B. aus der DT-PS 3 07 710 bekannt, daß der Drallwinkel anfangs konstant oder progressiv verläuft, aber kurz vor der Mündung derart abnimmt, daß die Drehbeschleunigung des Geschosses auf dieser Strecke Null wird. Damit wirkt beim Austritt des Geschosses aus der Kanone auf dieses keine Tangentialkraft senkrecht zur Flugrichtung, die in Verbindung mit dem durch die Schwerkraft bedingten Abkippen des Geschosses an der Mündung der Kanone zu einem Pendeln des Geschosses und in weiterer Folge zu einer schlechteren Schußpräzision führen könnte. Derartige bekannte zusammengesetzte Drallarten haben allerdings den Nachteil, daß der Drchmomentverlauf im allgemeinen nicht glatt verläuft, sondern Knicke oder auch Sprünge aufweist. Einerseits verhindern die an dieser Stelle i'uftretenden Stöße auf das Geschoß und das Rohr eine einwandfreie Führung des Geschosses in der Kanone, andererseits wird an diesen Stellen eine einwandfreie Gasdichtung des Rohres nicht gewährleistet, die aber für eine hohe Austritlsgeschwinditikcit des Geschosses aus dem Rohr notwendig ist. Außerdem werden an den Stellen, wo der Drehmomentverlaul Knicke oder Sprünge aufweist, die Dnill/üge durch die auftretenden Stöße mechanisch derart beansprucht, daß die Lebensdauer des Rohres verringert wird.

Keine Knicke oder Sprünge im Drchmomentverlauf weisen Abschußvorrichtungen auf. deren Drallzüge nach dem sogenannten Ocrlikon-Draü verlaufen (Oerlikon-Taschenbuch: Zürich-Oerlikon 1956). Der Oerlikon-Drall ist ein progressiver Hxpi;,ientialdrall mit einem Anfangswinkcl von Null Grad, der in der Nähe der Mündung in einen konstanten Drall überceht. Das Drehmoment, das von dem Geschoß auf die Abschußvorrichtung übertragen wird, verläuft /war in diesem Fall glatt, weist also in seinem Verlauf keine Spriinue oder Knicke auf. so daß /war die Lebensdauer der Abschußvorrichtung vergrößert ist. andererseits aber verläßt das Geschoß die Kanone nicht drehmoment frei. Allerdings ist der Betrag dieses Drehmoments nicht sehr groß, da sowohl die Winkelbeschleunigung eines Kanoiieiigeschosses als auch die DrehmomentbelasUmg der Kanone an der Mündung wesentlich geringer ist. als das bei Raketenwerfern der Fall ist: die Beschleunigung eines gasgetnebenen Geschosses im Rohr einer Kanone steigt /war sehr t,^ schnell an. fällt aber nach überschreiten des Maximums bereits wieder ab. während die Beschleunigung einer Rakete in der Abschlagvorrichtung ständig zunimmt oder nach einer gewissen Zeit wenigstens konstant bleibt.

Der Gedanke, den Neigungswinkel der Drallzüge nicht konstant zu halten, wie das bei. der. angeführten. Abschußvorrichtungen für gasgetriebene Geschosse schon gehandhabt wird, hat jedoch bisher bei der Konstruktion von Abschußvorrichiungen für Raketen noch keinen Niederschlag gefunden. Alle bisher bekannten Abschußvorrichtungen für Raketen, die zur Erzeugung der Rotation der Rakete Drallzüge verwenden, sind mit Drallzügen konstanten Neigungswinkels versehen und weisen die oben angeführten Nachteile auf.

Wird die Rakete im Werfer in nicht näher beschriebener Weise gezündet, so entwickelt sie einen Schub S. dessen Verlauf in der Zeit in F i g. 3 aufgetragen ist: er steigt in sehr guter Näherung linear mit der Zeit an. bis er nach der Zeit /, einen konstanten Wert erreicht: beim Abschuß der Rakete wird der effektive Schub S* = S — mg sin I) wirksam: hierin bedeutet g die Erdbeschleunigung und I) den Elevationswinkel des Werfers. Die Raketenmasse m ist während des Startvoiganges als konstant angenommen. Die Rotation der Rakete 8 mit dem Rolllrägheitsmoment /. bewirkt ein Drehmoment M_r und damit eine Normalenkraft .V auf die Drallzüge. Ebenso tritt noch beim Abschuß zwischen Führungsnocken und Drallzügen eine Reibung auf. die durch den Reibungskoeffizienten » gekennzeichnet ist. Bezeichnet man mit R den Radius der Rakete mitsamt den Führungsnocken, so lauten die Bewegungsgleichungcn der Rakete für den Slartvoruani;:

Di¹ . -. = S* - .V COS"

dr

dz ' ■'

M_r - RjV cos;· (\ ~ ;iR

d'f dz

dr ⁼ dz² \dtj ^:" dz Ur

Der Drallwinkel ψ wird dadurch bestimmt, daß in Gleichung (3) der Ausdruck für das Drehmoment eingesetzt wird, wie er in Gleichung (11 vorgegeben ist. Damit erhält man:

" dl

oder nach Ausmultiplizieren der rechten Seite

-./. '' '(' ----- l.-rr-)r + HiT² - 2,1V)/-¹

f (,I 2ßV)/⁴ + I«)/' (5b)

Dieses Pohnom kann einfacher dargestellt werden dun.li den Ausdruck

- i/r

15 O

in dem jel/l die Koefli/ienten ('„ Funktionen von

/4, ß und 7' sind. Die Integration dieser Gleichung führt zu dem Ausdruck

άψ _

- Ti ~

C₁,

(5d)

Setzt man hier für / die Verweilzeit 7^ des Geschosses in der Abschußvorrichtung ein, so wird die Gleichung zu

(6a)

\n der dψ/dl = In] die konstante Winkelgeschwindigkeit angibt, mit der die Rakete 8 den Werfer 1 verlassen soll.

Eine Differentiation des Drehmomentverlaufes nach der Zeit führt gemäß der Formel 5 c zu dem Ausdruck

dM_r(t) dt

= > nC„i"~^x =0 für t = r_w.

(6b)

A =

ß = -,ΊΑ

₂ 1-

-•Cf)

YiH =

C'"

Eine Umrechnung von der Zeitabhängigkeil des Drallwinkels in eine Längenabhängigkeit ist dadurch zu erreichen, daß aus der Bewegungsgleichung (21 die Zeitkoordinate 1 in Abhängigkeil von der Längenkoordinate ζ berechne:! wird und in die allgemeine Formel für den Dralhvinkel eingesetzt wird. Eine einfachere Darstellung soll weiter unten aufgezeigt werden.

Mit den nunmehr bekannten Werten von .4, B. (_w. T, und der Substitution r = t/T erhält man durch Einsetzen in die Gleichung (7a) den gesuchten Draliwinkel ψ, der sich zu

. . 120.Τ./Ύ

t_M ist dabei der Zeitpunkt, an dem die Rakete 8 die Stützlager 7 passiert und an dem der Drehmomentverlauf sein Maximum hat. T und t_:i können nun entweder gemessen oder aber aus der Gleichung (2) durch Iteration berechnet werden. Bei der Berechnung wird die Lösung z(t) der Gleichung (2) in eine Hauptlösung Z₀₁,j und z₁₍₁₎ zerlegt, was in Anbetracht der Tatsache, daß in der Gleichung (2) das zweite Glied wenigstens eine Größenordnung kleiner ist als das erste, gerechtfertigt ist.

Mit den bekannten Werten T und f_A/ stellen die Gleichungen (6a) und (6b) zwei Gleichungen für die unbekannten Konstanten A und B dar, die sich somit eindeutig bestimmen lassen. Man erhält für diese Konstanten A und B die Ausdrücke

Π 4 2+ flT \+2,iT „ ,-'Γ -Ί

[Ϊ2 " 20" ^{T +} "30 ^T ~ 42 ^T J

ergibt. Der gesamte Dralhvinkel wird

2-Ii T

JT

Damit ist der Drehmomentverlauf über die Länge des Werfers derart festgelegt, daß die Rakete den Werfer mit der bestimmten Drallgeschwindigkeit / und dem Drehmoment Null verläßt und gleichzeitig der Werfer an den Stützlagern am meisten belastet wird. Da außerdem die Werte des Drehmomentes zu Beginn der Vorwärtsbewegung der Rakete und beim Verlassen des Werfers aus der Gleichung (1) bekannt sind, können die Koeffizienten C_n bestimmt werden. mit denen die allgemeine Form der Gleichung für den Verlauf des Drallwinkels über der Zeit geschrieben werden kann zu

Die rechnerische Bestimmung von T vereinfacht sich für den in der Praxis im alluemcinen erfüllten Fall, daß

a) die Werferelevation nicht wesentlich den Wert der Abgangsgesichwindigkeit der Rakete vom Werfer beeinflußt und

b) der Geschwindujceits- und Beschleunigungsverlauf der Rakete unabhängig von der Art des Steigungsverlaufs der Züge ist. sofern dieser nur genügend klein isl.

Für eine Rakete, die bei einem Gewicht von etwa 400kp etwa lOOOOkp Schub entwickelt, zeigt eine Berechnung, daß alle unter a) und b) genannten Vorgänge annähernd nur vom Schub beeinflußt werden. Der Einfluß der Gravitation und der Reibung in den Drallzügen kann für die Berechnung von T vernachlässigt werden. In diesem Fall wird T durch eine einfache Inteeration aus

a'z

dF

gewonnen.

Mit Gleichung (9) ist es auch möglich, den Drall winkel ψ, wie er in Gleichung (7) gegeben ist. auf die

Ortskoordinate ζ zu beziehen (vgl. insbesonden F i g. 4). Da der Verlauf des Drallwinkels ψ ziemlich glatt ist und wenig von einem konstanten Verlauf 1: der Drallzüge abweicht, sind die fertigungstechnischer Schwierigkeiten bei der Herstellung der Drallzügc nicht besonders groß.

Die Erfindung ist an Hand eines Ausfuhrungs beispieles in der Form eines Raketenwerfers in Verbindung mit den Figuren näher erläutert. Im einzelner zeigt

F i g. 1 einen Stützlager. Lafette und Führungsmitte umfassenden Teil eines Raketenwerfers.

Fig. 2 einen Querschnitt des Abschußrohres mii einer darin befindlichen Rakete.

F i g. 3 den Schubverlauf der Rakete,

F i g. 4 den Drall winkel verlauf der Drallzüge und

F i g. 5 den Drehmomentenverlauf.

Ein Raketenwerfer 1 einer hier nicht näher beschriebenen Bauart weist eine Lafette 2 auf. auf der ein Abschußrohr 3 mittels Spannringen 4 und Bolzen 5 befestigt ist. Das Abschußrohr besitzt vier Drallzüge 6. die an der Innenseite des Rohrmantels 3 angeordnet sind. Der Raketenwerfer 1, im folgenden Werfer genannt, ist an der Stelle z_sl an den Stützlagern 7 drehbar gelagert. Der Werfer selbst, dessen Achse die ;:-Achse sein soll, hat die Länge L. Eine Rakete 8 der Masse in greift mit Führungsnocken 9 in die Drallzüge ein. deren Neigungswinkel gegen eine zur r-Achse parallele Mantellinie des Abschußrohres ;■ ist. Das Leitwerk 10 der Rakete ist. wie an sich bekannt, während des Abschußvorganges eingeklappt und mittels eines Halteringes eingeklappt gehalten.

Die Drallzüge werden mit einem Neigungswinkel ausgebildet, daß sich ein Drehmomentenverlauf im Sinne des Anspruchs ergibt. Damit ist beim Abschuß einer Rakete die Drehmomentbclastung (siehe F i g. 5) des Werfers im Vergleich zu der eines Werfers mit konstantem Drallwinkelverlauf ungleich günstiger. 1st im letzten Fall die Drehmomenthelastung annähernd über die gesamte Länge des Werfers maximal (vgl. Kurve 14).so daß störende Schwingungen des Werfers auftreten, so ist bei einem Drallwinkelverlauf gemäß Gleichung (7) nur die Belastung an den Stützlagern groß, die aber etwaig auftretende Schwingungen zum wesentlichen Teil abfangen werden (vgl. Kurve 15).

ίο Aus dem Vorstehenden ist ersichtlich, daß bei einem Verlauf des Drallwinkels, wie ihn die Erfindung vorschlägt, zu jedem Zeitpunkt des Abschußvorganges eine glatte Führung der Rakete in den Drallzügcn gewährleistet ist und Rattermarken zuverlässig vermieden werden. Ebenso werden die Schwingungen des Werfers auf ein Minimum reduziert, so daß die Treffgenauigkeit ungelenkter Raketen steigt und die Steuerung gelenkter Raketen zuverlässig möglich ist Dadurch, daß die Drehmomentbelastung bekannt ist.

kann auch die Konstruktion der Drallzüge bei gleichzeitigem Verringern des Werfergewichtes der auftretenden Belastung optimal angepaßt werden.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

$09 684/145

I—

Claims (1)

1. Patentanspruch:

   Abseilvorrichtung mit Draiizügen, deien Neigungswinkel nicht konstant verläuft, insbesondere Tür selbstgetriebene Geschosse mit vorgegebenem Schubkraftverlauf über der Zeit, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel (;■) der Drallzüge (6) so ausgebildet ist, daß der Drehmomentverlauf (Λ/) über die Länge der Abschußvorrichtung (i) der Funktion