DE1944152A1 - Munition,bestehend aus einem Abschussrohr und einem darin befindlichen Flugkoerper - Google Patents
Munition,bestehend aus einem Abschussrohr und einem darin befindlichen FlugkoerperInfo
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Description
Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottabrunn, 2O.Aug,1969
Gesellschaft mit BP 85I
beschränkter Haftung SXl Gz/gö
München
Munition, bestehend aus einem Abschußrohr und einem darin
be findlichen Flugkörper
Die Erfindung betrifft eine sogenannte Munition, bestehend
aus einem Abschußrohr mit Drallzügen konstanten Neigungswinkels
und einem darin befindlichen, für den Abschuß aus diesem Abschußrohr bestimmten rückstoßgetriebenen Flugkörper«
Wie beispielsweise die Zeitschrift "Soldat und Technik" 2/1969,
S. 84 ff zeigt, werden insbesondere für die Panzerbekämpfung geeignete fernlenkbare Flugkörper in sogenannten Abschußrohren
angeordnet, die sowohl als Lagerungs- und Transportbehälter,
als auch als Startvorrichtungen dienen. Auf diese Weise wird eine leichtere Handhabung und größere Zuverlässigkeit einer
solchen Munition erreicht,
109810/aast "2m
Beim Einsatz solcher Munition hat sich jedoch gezeigt, daß
beim Start des rückstoßgetriebenen Plugkörpers aus dem Abschußrohr
innenballistische und rohrgeometrische Probleme
auftreten, die zu Fehlschüssen und Abstürzen des Flugkörpers
'führen.
Für den wirkungsvollen Einsatz des Flugkörpers ist sein Austritt
aus dem Abschußrohr parallel zu der Längsachse des Abschußrohres notwendig, damit Abschuß- und Zielrichtung übereinstimmen,
was insbesondere gilt, wenn der Flugkörper mit Hilfe einer halbautomatischen, ein Infrarot-Goniometer aufweisenden
Lenkvorrichtung in sein Ziel zu lenken ist. Infrarot-'Goniometer
haben bekanntlich einen sehr schmalen Auffaßbereich, in den der Plugkörper bei seinem Start gelangen muß,
um einen gelenkten Flug zu ermöglichen. Der achsparallele Austritt
des Flugkörpers aus dem Abschußrohr kann nur erreicht werden, wenn am Flugkörper angeordnete Führungselemente, wie
z.B# FUhrungsnocken o.a. Gleitflächen, die zur formschlUssigen
Führung des Flugkörpers im Abschußrohr dienen, gleichzeitig
frei werden. Hierzu sind die Führungselemente am Flugkörper
derart angeordnet, daß beim Austritt der vorderen Führungselemente aus dem Abschußrohr die hinteren Führungselemente von den Drallzügen gleiten.
Zusätzlich muß berücksichtigt werden, daß, bedingt durch die
Schwerkraft in Verbindung mit der niedrigen Austrittsgeschwindigkeit
des Flugkörpers aus dem Abschußrohr, der Flugkörper nach dem Freiwerden gegenüber der Längsachse des Abschußrohres
durchfällt und dabei mit seinem Heck; das Abschußrohr berührt,
Um dies zu verhindern* ist bisher verhältnismäßig viel
Raum, also ein Ringspalt, zwischen Abschußrohrinnenwand und
Flugkörper vorgesehen worden* Da aber - beispielsweise wegen
der Mägazinierung der Munition -» das Abschußrohr einen möglichst kleinen Durchmesser aufweisen sollte, reichen die
Drallzüge, um den notwendigen oben erwähnten Spalt zu erzielen,
nicht bis zur Mündung des Abschußrohres* sondern nur so
weit, daJ oeirn Austritt der vorderen drallgebenden, am Flugkörper
angeordneten Führungselemente aus dem Abschußrohr die ninteren vor dem Heck des Flugkörpers angeordneten Führungselemente
Vfjη den DrallzUgen gleiten.
Diese Maßnahmen verkürzen die drallgebende Strecke im Abschußrohr
und weisen wesentliche Nachteile auf.
Einmal können nur kleine Rollfrequenzen des Flugkörpers bis zum Austritt des Flugkörpers aus dem Abschußrohr. erzielt werden,
nämlich etwa 2-5 Hz,so daß der Flugkörper nach seinem
Austritt aus dem Abschußrohr auf seine Soll-Rollfrequenz von etwa δ - 10 Hz beschleunigt werden muß. Zum anderen befindet
sich beim Freiwerden der am Flugkörper angeordneten Führungselemente/
noch ein Teil des Flugkörpers innerhalb des Abschußrohres, so daß unerwünschte Flugbahnänderungen verursachende
Berührungen zwischen Flugkörper und Abschußrohr auftreten können. :
Durch die bisher erreichbare niedrige Rollfrequenz beim Austritt
des Flugkörpers aus dem Abschußrohr wirken Unsymmetr^en
im Schub des Starttriebwerkes als mitrotierende zu erheblichen
Flugbahnablagen führende Störmomente auf den Flugkörper während des Frei flugs, insbesondere wenn der Flugkörper über mehrere
am Umfang verteilte Starttriebwerksdüsen beschleunigt wird.
Schließlich ist bei einem sich um seine Rollachse drehenden fernlenkbaren Flugkörper vor dem Einschalten seines Lenkregelkreises
erst eine Synchronisation der Lenksignale erzeugenden
Bodenanlage mit der Rollfrequenz, also der momentanen Rollage des Flugkörpers um seine Längsachse, erforderlich· Es mußte
.daher bisher erst das Erreichen der Soll-Rollfrequenz des Flugkörpers
abgewartet werden, ehe diese Synchronisation möglich war.
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Eine naheliegende Maßnahme, die Rollfrequenz des Flugkörpers
beim Durchlaufen des Drallstrecke zu erhöhen, besteht zwar darin, den Neigungswinkel der Drallstrecke zu vergrößern. Damit verbunden ist aber eine höhere Roll-Winkelbeschleunigung
des Flugkörpers, die zu schwer beherrschbaren Torsionen und Schwingungen des Flugkörpers und der das Abschußrohr haltenden
Vorrichtung führt und erhebliche, insbesondere aus dem Empfangsbereich des IR-Goniometers führende Startsteuerungen
verursacht, wenn nicht Abschußrohr und Flugkörper in ihrer Konstruktion sehr starr ausgelegt werden, Hierdruch wird aber
neben anderen Nachteilen vor allem das Gewicht der Munition
erheblich erhöht und damit ihre Handhabung schwieriger.
Ein weiterer Nachteil der kurzen Dralleinleitung liegt darin, daß beim Freiwerden des Flugkörpers dieser sich hoch zum Teil,
im Abschußrohr befindet, insbesondere noch mit den Starttriebwerksdüsen
und den im Rohr eingeklappten und unter Federdruck stehenden aerodynamischen Stabilisierungsflächen.
Sind beispielsweise die Startfcriebwerksdüsen vor dem Heck des
Flugkörpers radial am Umfang angebracht, so müssen beim Abbrennen
des Starttriebwerkes die Verbrennungsgase über den Ringspalt zwischen Heckteil des Flugkörpers und Abschüßrohrinnenwand abgeführt werden. Dabei führen nur geringe Drückunterschiede im Ringspalt, die durch anfangs unsymmetrisches Abbrennen
des Starttriebwerkes auftreten, zu Störmomenten auf das
Heck des Flugkörpers, die ihn beim Austritt aus dem Äbschußrohr
aus der Zielrichtung ablenken.
Die gleichen Nachteile zeigen Starttriebwerksdüsen, die am ·
Heck eines Flugkörpers angeordnet sind,-Hier entstehen durch
die Injektorwirkung beim Abbrennen des Starttriebwerks an dem
Ringspalt über dem Heck des Flugkörpers ebenfalls Drückunsymmetrien
und damit auch die Störmomente auf das Heck des Flugkörpers.
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Il » C
Da sich auch noch die aerodynamischen Stabilisierungsflächen,
auch als Flügel bezeichnet, beimP/reiwerden des Flugkörpers
im Abschußrohr befinden, führen auftretende ungleiche Andruok-Iträfte
der Flügel an der Innenwand des Abachußrohres zu Störmomenten
auf den Flugkörper, die bewirken, dafi der Flugkörper
ebenfalls in einem nicht definierten und nicht reproduzierbe»
τen"Winkel zur Abschußrohrlängsaohse aus diesem auatrittw
Durch die oben angeführten Störmofnente auf den Flugkörper bei
dessen Austritt aus dem Rohr wird die Schußrichtung also in einem nicht vorsehbaren Winkel zu dex* Zielrichtung liegen, so
daß es zu erheblichen Startstreutingen .des Flugkörpern kommt.
Da der Flugkörper beim Austritt aus dem AbsahuSi?öhr rotiert
und gleichzeitig durch das Starttriebwerk erheblich beschleunigt
wird, wird das Undefinierte Iterchtallen des Flugkörpers
zu einer Drehbewegung des Flugkörpers um die Nick- und/oder
Oieraohse führen. Damit beschleunigt das Starttriebwerk den
Flugkörper nicht nur allein in Schußrichtung, sondern ständig auch senkrecht dazu, worausebenfalls StartStreuungen folgen.
Die durch, die oben genannten Ursachen bedingten Startstreuungen
verhindern einerseits einen gezielten ungelenkten Schuß auf
kurze Entfernungen. Anderefseit» Wjirdi aber auch ein gelenkter
Schuß erst ab solchen Ziele^tfernujiigen möglich «ein, bei denen
die Flugbahnablagen des Flugkörpers! 4ui0h getigftete
dos abgebjaut sind, d.h« erst dannJ vetm e$oli der Flugkörper
wieder in der Visierlinie des Ortungsgerätes befindet. Ferner
sind in vielen Fällen die Startstreuungen so groß, daS ein
halbautomatisch gelenkter Flugkörper aus dem Aufföesungsbereich
des Infrarot-Qoniometers gelangt und abstürzt,
*D»r Erfindung liegt die Aufgabf 2\igrtpde# di« angefüiirten ...;
Nachteile der bekannten Munition durch M*ßnahm«n zu besei-'
tigen, die die Innengeometrie dta Abaohußrohrββ und die am
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•' i *■ · »ι
Plugkörper angeordneten Führungselemente betreffen, um einen
störungsfreien Start des Flugkörpers aus dem Abschuörohr,
insbesondere bei Verwendung der haibautomatischen Len-
;ung zu ermöglichert und ψα ein."-.frühzeitiges.-tanken des Flugkörpers
zu erreiohen, was vor allem für Schüsse auf Nahziele
wichtig ist.
Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß
der Flugkörper mindestens zwei vor dem Heck liegende schrägschiebende Starttriebwerksdüsen und mindestens am Heck und
in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen angeordnete FUhrungs-elemente aufweist, die mit an der Innenwand des Abschußrohres
angeordneten Drallzügen zusammenwirken, welche für die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen angeordneten
Führungselemente bis zur Mündung des Abschußrohres reichen und für die am Heck des Flugkörpers angeordneten Führungselemente
bereits vor der Mündung des Abschußrohres enden, um ein gleichzeitiges Freiwerden der am Heck und der in unmittelbarer
Nähe der Starttriebwerksdüsen angeordneten Führungselemente im Moment des Austritts des Flugkörpers aus dem
Abschußrohr zu ermöglichen·
Um eine durch die Dralleinleitung bedingte Torsion des Flugkörpers
zu vermelden» sind aus Gründen der mechanischen Stabilität die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen angeordneten
Führungselemente die drallübertragenden Führungselement·, die ajit den bis an die Mündung des Abschußrohres
reichenden Dr^l!zügen zusammenwirken·
Auf diese verblüffend einfache Welse ist es erreicht, daß die
■ l oben angeführten Nachteile der bekannten Munition beim Abschuß
des Flugkörper^ aus dem Abschußrohr beseitigt sind·
Dadurch, daß die Drallzüge des Absohußrohres, die mit den in
unmittelbarer Nähe der. Starttriebwerksdüsen angeordneten FUh-
103810/0231
rurigselemeiiten bei der Drallgebung des Plugkörpers zusammenwirken,
bis zur Mündung des Abschußrohres reichen, wird die
drallgebende Strecke im Abschußrohr erheblich verlängert (ca. Τ5,ΐ), wobei zugleich der Flugkörper bis zum Ende der
Dralleinleitung formschlüssig im Abschußrohr geführt wird,
d.h. bis zu dem Moment, in dem die in unmittelbarer Nähe der Starttiiebwerksdüsen angeordneten Führungselemente das Abschu.jrchr
verlassen.
Die lange drallgebende Strecke erlaubt es überdies, die beim ;
Austritt des Flugkörpers aus dem AbschuSrohr erreichbare RoIlfrequen-
zu erhöhen,· ohne da,3 unverträgliche Torsionen des
Flugkörpers oder des Abschußrohres bzw. der das Abschußrohr haltende Vorrichtung auftreten. Die geringen Drehmomente, die
während der Dralleinleitung auf das Abschußrohr und die dieses
haltende Verrichtung wirken, gestatten es auch, die Konstruktion von Abschußrohr und der dieses haltenden Vorrichtung
gewichtsmäiig leicht auszuführen, was einerseits die Handhabung
der Munition erleichtert und andererseits auch die Herstellungskosten reduziert. Günstig wird der Neigungswinkel
der Drallzüge so ausgebildet, da3 die Rollfrequenz des Flugkörpers beim Austritt aus dem AbschuSrohr gleich der Frequenz
der Autorotation des Flugkörpers im Freiflug ist. Damit ist [
die Möglichkeit gegeben, bei einem gelenkten Flugkörper so- j
fort nach seinem Austritt aus dem AbschuSrohr eine Synchroni- '
sation der Lenksignale erzeugenden Sodenanlage mit der Rollfrequenz des Flugkörpers, also dessen momentaner Kollage, vorzunehmen.
Damit wird es möglich, den Flugkörper frühzeitig zu lenken und auch bewegte Nahziele mit Hilfe von fernlenkbaren
Flugkörpern zu bekämpfen.
Ebenso sind die durch die schrägschiebenden Starttriebwerksdüsen
bedingten Unsymmetrien des Schubs beim Abbrennen des
Starttriebwerkes durch die hohe Rollfrequenz schon zu Beginn
des Freiflugs derart reduziert, daß auch die bisher auftretenden Flugbahnablagen wesentlich kleiner werden,
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ORIGINAL
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■\ Da der Flugkörper im Abschußrohr sehr lange geführt wird, wird
er auch im Abschußrohr dementsprechend länger beschleunigt, so daß seine Geschwindigkeit beim Austritt aus dem Abschußrohr um
ca. 55% höher liegt als bisher, wodurch auch dieFlugstablIi*
tät des Flugkörpers zu Beginn des Freiflugs erhöht wird.
Durch die formschlüssige länge Führung des Flugkörpers im Abschußrohr wird es zudem erreicht, daß beim Austritt der am
Flugkörper in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen an-
; geordneten drallgebenden Führungselemente aus dem Abschußrohr
auch die Starttriebwerksdüsen aus dem Abschußrohr austreten. Die aus den Starttriebwerkedüsen ausströmenden Verbrennungsgase können somit ins Freie expandieren, so daß es dabei zu
Störmomenten auf das Heck des Flugkörpers nichtjaommen kann,
die sonst den Flugkörper zwangsläufig aus seiner Flügbahn ablenken.
Bilden nach einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung die Führungselemente, die in unmittelbarer Nähe der
Starttriebwerksdüsen Angeordnet Bind, jeweils den hinteren Teil
eines Flügelsockels, so befinden sich die Flügel schon außerhalb des Abschußrohres, wenn jene das Abschußrohr verlassen,
d.h. wenn der Flugkörper frei wird. Störmomente* die z.B. durch
Ungleiche AndrUckkräfte an der Abschußrohrinnenwand seitens der
im Abschußrohr unter Federdruekstehenden Flügel nach dem Freiwerden des Flugkörpers auftreten, sind durch diese konstruktive Anordnung ebenfalls beseitigt.
Nach einer bevorzugtenkonstruktiven Ausführung des Flugkörpers
sind die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen liegenden Führungselemente auf der Abschußrohrinnenwand und die am
Heck des Flugkörpers angeordneten Führungselemente auf den Drallj zügen gleitend ausgebildet. Zur Sicherung der fortnschlüssigen
j Führung des Flugkörpers im Abschußrohr sind zusätzliche Führurgs·
f elemente am Flugkörper vorgesehen, die Jeweils den vorderen
f Teil eines Flügelsockels bilden. Außerdem sind, um die aero- :
dynamischen Eigenschaften des Flugkörpers im FreiflUg günstig
to/
zu gestalten, alle Führungselemente des Flugkörpers in Richtung
der Flugkörperlängsachse fluchtend zu den Starttrieb-
-verksdüsen angeordnet.
?erner können die am Heck des Flugkörpers angeordneten FUhx-ungselemente
gegen die Richtung der Flugkörperlängsachse angestellt sein, so daß sie im Abschußrohr von den Starttriebwerksgasen
beaufschlagt werden und dadurch die drallgebenden
Führungselemente entlasten.
Mit Hilfe der erfindungsgrinäßen Ausbildung der Munition sind
alle Störmomente vermieden, die durch das Zusammenwirken von Flugkörper und Abschußrohr nach dem 'Freiwerden des Flugkörpers
diesen aus seiner Flugrichtung ablenken können, Beim Verlassen
des Abschußrohres fällt daher der Flugkörper exakt parallel zur Längsachse des Abschußrohres durch. Damit ist es
sichergestellt, daß der Flugkörper zuverlässig in den schmalen
Auffassungsbereich des in der halbautomatischen Lenkanlage enthaltenen,
auf dieses Durchfallen «Justierbaren Infrarotgoniometers
gelangt.
Die Erfindung ist an einem Ausführungsbeispiel in Verbindung
mit der Zeichnung näher erläutert*
Im einzelnen zeigen:
Fig* 1 Ein Abschußrohr und einen darin befindlichen Flugkörper, die gemäß der Erfindung ausgeführt sind; ;
Fig. 2 das Abschußrohr und den Flugkörper im Moment des
Freiwerdens des Flugkörpers;
Fig. 3 eine Abwicklung des Abschußrphres und den Verlauf
der Drallzügej
Fig.4a drei Positionen der Führungselemente des FlugkÖr-
bis 4c
pers während drei verschiedener Startphaaen,
■■■■■.■ -ιο
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■-. ίο -
Ein aus faserverstärktem Kunststoff gewickeltes Abschußrohr 1 weist auf seiner Innenseite sechs DrallzUge 2.,2g,
, JS1 bis 3^ in der in Fig. 3 gezeigten Konfiguration auf. Der
Neigungswinkel iK der DrallzUge gegen die Richtung der Ab»
schußrohrlängsachse 1st so ausgebildet, da 13 ein im Abschußrohr beim Start beschleunigter» noch zu beschreibender Flugkörper
4 beim Austritt aus dem Abschußrohr eine Rollfrequenz
von ungefähr 8 bis 10 Hz besitzt, die gleich der Frequenz
; der Autorotation des Flugkörpers im Freiflug ist.
Der Flugkörper 4, der sich zum Transport und zur Magizinierungim
Abschußrohr 1 befindet, weist vier jeweils um neunzig Grad versetzte in einer auch die Flugkörperlängeachse
enthaltenden Ebene angeordnete, schrägschiebende Starttriebwerksdüsen
5 auf,durch die die Verbrennungsgase eines nicht
dargestellten Starttriebwerkes austreten» Direkt am Heck des Flugkörpers ist in dessen Längsachse eine Düse 6 angeordnet,
durch die die Verbrennungsgase eines ebenfalls nicht dargestellten Marschtriebwerkes austreten.
Vor den Starttriebwerksdüsen sind vier Flügelsockel 7 aus
aerodynamischen Gründen fluchtend zu diesen angeordnet, die die aerodynamischen Stabilisierungsflächen 11, im folgenden
kurz Flügel genannt, tragen. Die Flügel sind, solange der Flugkörper 4 sich im Abschußrohr 1 befindet, eingeklappt und
werden an das Absohußrohr mittels Federdruck gepreßt. Den ;
vorderen und hinteren Teil der Flügelsockel 7 bildet jeweils \ ein Führungselement 12 bzw, 13, die an der Abschußrohr innenwand
anliegen) und auch in der Startphase des Flugkörpers auf dieser gleiten. Während die Führungselemente 12, die den vor- i
deren Teil dejs FlUgelsookels 7 bilden» lediglich der radialen j
Führung des !flugkörper» 4 im Absohußrohr 1 dienen, liegen !
zwei der das hintere Ende der Flügelsockel 7 bildenden FUh-*
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rungee !entente 13. und 13g an den Drall zügen 2^ und Sg an
und wirken bei der Beschleunigung des Flugkörpers 4 im Ab«
schußrohr 1 mit diesen derart zusammen, daß der Flugkörper
in Rotation versetzt wird und das Abschußröhr 1 mit seiner
Sollrollfrequenz verläßt.
Zur formschlüssigen radialen Führung des Flugkörpers 4 im ,
Abschußrohr 1 dienen vier auf dem Heck angebrachte Führungselemente U1 bis 14^ {siehe FIg* 1 'und 4 }f die ebenfalle «it
den StarttriebwtrkedUeen 5 und den anderen FUhrungselemtnten
und 13 in einer die Flugkörperläfrgsachse enthaltenden Ebene
liegen. Die am Heck angeordneten Führungselemente 14 gleiten während der Startphase des Flugkörpers auf den DrallzUgen 3
(siehe Fig.l).
Zur Verdeutlichung der Führung des Flugkörper· 4 in der Startphase sei auf die Fig. 4a,4b und 4c verweisen«
Die Stellung des Flugkörpers 4 ist hler lediglich durch die
Führungselemente 12»IJ- und 14 auf der Abwicklung der Drall«
züge des Abschußrohres 1 dargestellt· Die Fig* 4a z.B. tntspricht der in Flg. 1 gezeigten Stellung des Flugkörper·«
Fig. 4c der in Fig. 2 gezeigten«
Die Drallgebung erfolgt Über die Drallrüge 2j und 2g und die
während der Startphase darin anliegenden Führungseleeente |>j
und 13g. Die am Heck angeordneten Führungselemente I4j bis
14^ gleiten auf den Dralizügen J1 bis 3^ (siehe auch Fig.l).
Die restlichen Führungselemente 13*#13ψ uftd 12 gleiten während
der Startphase auf der Abschußrohrinnenwand »wischen den
Drmllzügen und dienen der radialen Führung des Flugkörper«·
Nach dem Zünden des Starttriebwerkes beschleunigt der Flugkörptr 4 im Abschußrohr 1 und wird dabei zur Rotation gezwungen. Treten die Führungeelemente 12, die din vorderen
* FlUgelöockei 7 bilden^ aus dem Absohußrohr 1, eo
wird jetzt der Flugkörper durch die Führungselemente 13 und
14 radial geführt (siehe Fig.4b). Kurz bevor die Führungselemente
13* die den hinteren Teil der Flügelsockel 7 bilden»
aus dem Abschußrohr 1 austreten, befinden sich die Flügel 11 bereits außerhalb des Abschußrohres (siehe Fig.2),
und beim Austritt der Führungselemente 13 aus dem Abschußrohr
hört die Drallbeschleunigung des Flugkörpers auf. Gleichzeitig gleiten die Führungselemente 14 am Heck des Flugkörpers
4 von den Drallzügen 2, d.h. der Flugkörper ist frei und
fällt, da keine Störmomente auf ihn einwirken, parallel zur Abschußrohrlängsachse durch (siehe Figuren 2 und 4o). In
diesem Moment treten auch die Starttriebwerksdüsen 5 aus dem
Abschußrohr aus (siehe Fig.2), so daß die Verbrennungsgase
des Starttriebwerkes ins Freie expandieren und damit auch von ihnen keine Störmomente auf das Heck des Flugkörpers 4 '
ausgeübt werden.
Aus dem oben erwähnten ist es ersichtlich, daß eine derarttige
gemäß der Erfindung ausgebildete Munition erstmals einen
störungsfreien Einsatz erlaubt. Durch den störmomentfreien Austritt des Flügkörpers <tf aus dem Abschußrohr ist
der ungelenkte Schuß auf kurze Entfernung und - bei der sogenannten
halbautomatischen Lenkung - ein einwandfreies Erfassen des Flugkörpers durch das IR-Goniometer möglich. Die
hohe Rollfrequenz beim Austritt des Flugkörpers aus dem Abschußrohr
gestattet eine frühzeitige Rege!aufschaltung des
Lenkkreises und damit einen gelenkten Schuß auf kurze Entfernungen*
Patentansprüche:
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Claims (10)
1. j Munition, bestehend aus einem Abschußrohr mit Drallzügen
konstanten Neigungswinkels und einem darin befindlichen,
für den Abschuß aus diesem Abschußrohr bestimmten rückstoßgetriebenen Flugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper (4) mindestens zwei vor dem Heck liegende schrägschiebende Starttrlebwerksdüsen
(5) und mindestens am Heck und in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen (5) angeordnete
Führungselemente (14,13) aufweist, die mit an der Innenwand des Abschußrohres (1) angeordneten Drallzügen-(2,3)
zusammenwirken, welche für die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen (5) angeordneten Führungselemente (13)
bis zur Mündung des Abschußrohres (l) reichen und für die am Heck des Flugkörpers angeordneten Führungselemente (l4)
bereits vor der Mündung des Abschußrohres (1) enden, um
ein gleichzeitiges Freiwerden der am Heck und der in unmittelbarer
Nähe der Starttriebwerksdüsen (5) angeordneten Führungselemente (l4,13) im Moment des Austritts des Flugkörpers
(4) aus dem Abschußrohr (1) zu ermöglichen.
2. Munition nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η zeichnet,
daß die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen (5) angeordneten Führungselemente (13) gemeinsam
mit den bis an die Abschußrohrmündung reichenden
Drallzügen (2) die drallübertragenden Führungselemente sind.
3. Munition nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die in unmittelbarer Nähe der Starttriebwerksdüsen
(5) angeordneten Führungselemente (13) die auf der Abschußrohrinnenwand und die am Heck
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des Plugkörpers (4) angeordneten Führungselemente (14)
die auf den Drallzügen 0) gleitenden Führungselemente
sind.
4. Munition nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η ■-
ζ e ich net , daß die Führungselemente, die in unmittelbarer
Nähe der StarttriebwerksdUsen (5) angeordnet sind, jeweils Teil eines Flügelsockels (7) sind.
5. Munition nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzliche Führungselemente (12)
am Flugkörper (4) vorgesehen sind, die jeweils den vorderen Teil eines Flügelsockels (7) bilden,
6. Munition nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η -
ζ e i ch net, daß der Neigungswinkel ν1 der Drallzüge
(2,3) so ausgebildet ist, daß die Rollfrequenz des Flugkörpers (4) beim Austritt aus dem Abschußrohr (l)
gleich der Frequenz der Autorotation des Flugkörpers (4) im Freiflug ist.
7. Munition nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η -
ze ic h η e t , daß alle am Flugkörper (4) befindlichen
Führungselemente (12,15,14) in dessen Längsachse fluchtend
zu den Starttriebwerksdüsen (5) angeordnet sind.
8. Munition nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η -
ζ e i c h η e t , daß die Führungselemente (14) am Heck
des Flugkörpers (4) gegen die Flugkörperlängsachse angestellt sind.
-15«
QMl 0/0231
9. Munition nach Anspruch X, dadurch g e k e η η ;:
e i c h η e t , daß am Flugkörper (4) vier jeweils
um neunzig Grad versetzte, in einer auch die Flugkörperläriissachae
enthaltenden Ebene schrägschiebende StarttriebwerksdUsen (5) angeordnet sind.
10. fvinition aaoh Anspruch 1, dadurch g e k e η η :.:
ei c h η e t , da.? das Abschußrohr (l) und die
DrillzUge (2,2) ^-is gewickeltem faserverstärktem
Kunststoff bestehen.
109810/02 31 W*
leers© ι te
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19691944152 DE1944152C3 (de) | 1969-08-30 | 1969-08-30 | Munition, bestehend aus einem Abschußrohr und einem darin befindlichen Flugkörper |
| FR7031087A FR2068184A5 (de) | 1969-08-30 | 1970-08-25 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19691944152 DE1944152C3 (de) | 1969-08-30 | 1969-08-30 | Munition, bestehend aus einem Abschußrohr und einem darin befindlichen Flugkörper |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE1944152A1 true DE1944152A1 (de) | 1971-03-04 |
| DE1944152B2 DE1944152B2 (de) | 1974-09-12 |
| DE1944152C3 DE1944152C3 (de) | 1975-04-30 |
Family
ID=5744196
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19691944152 Expired DE1944152C3 (de) | 1969-08-30 | 1969-08-30 | Munition, bestehend aus einem Abschußrohr und einem darin befindlichen Flugkörper |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE1944152C3 (de) |
| FR (1) | FR2068184A5 (de) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2311761A1 (de) * | 1973-03-09 | 1974-09-12 | Wegmann & Co | Fuehrungssystem fuer selbstgetriebene, ungelenkte flugkoerper |
| EP0090950A2 (de) * | 1982-04-05 | 1983-10-12 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Abschussrohr für Flugkörper |
| US4410151A (en) * | 1979-08-30 | 1983-10-18 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh | Unmanned craft |
-
1969
- 1969-08-30 DE DE19691944152 patent/DE1944152C3/de not_active Expired
-
1970
- 1970-08-25 FR FR7031087A patent/FR2068184A5/fr not_active Expired
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2311761A1 (de) * | 1973-03-09 | 1974-09-12 | Wegmann & Co | Fuehrungssystem fuer selbstgetriebene, ungelenkte flugkoerper |
| US4410151A (en) * | 1979-08-30 | 1983-10-18 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh | Unmanned craft |
| EP0090950A2 (de) * | 1982-04-05 | 1983-10-12 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Abschussrohr für Flugkörper |
| DE3212721A1 (de) * | 1982-04-05 | 1983-10-20 | Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf | Abschussrohr fuer flugkoerper |
| EP0090950A3 (en) * | 1982-04-05 | 1984-01-04 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Rocket launcher tube |
| US4646618A (en) * | 1982-04-05 | 1987-03-03 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Launching tube for missiles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2068184A5 (de) | 1971-08-20 |
| DE1944152C3 (de) | 1975-04-30 |
| DE1944152B2 (de) | 1974-09-12 |
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