DE19509346A1 - Leitwerkstabilisierter Flugkörper - Google Patents
Leitwerkstabilisierter FlugkörperInfo
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- 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
- F42B10/04—Stabilising arrangements using fixed fins
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
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Description
Die Erfindung betrifft einen leitwerkstabilisierten Flug
körper mit einer Querschubsteuereinrichtung.
Die Steuerung von Flugkörpern, insbesondere von gelenkten
Geschossen, erfolgt üblicherweise durch aerodynamische
Ruderstellsysteme am Heck des jeweiligen Flugkörpers oder
durch eine Flügelsteuerung an der Spitze des Flugkörpers.
Es ist auch bekannt, den jeweiligen Flugkörper mit Hilfe
einer Querschubsteuereinrichtung zu lenken, wobei ein heißer
Gasstrahl seitlich aus dem Flugkörper austritt und eine
Schubkraft erzeugt, die den Flugkörper um seinen Schwerpunkt
dreht.
Obwohl derartige Querschubsteuereinrichtungen sehr schnell
und genau arbeiten, weisen sie den Nachteil auf, daß sie auf
wendig dimensioniert sein müssen (und daher relativ groß und
schwer sind), damit ein stabilfliegender Flugkörper durch
eine entsprechende Schubkraft in eine neue Richtung gelenkt
wird.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen
Flugkörper der eingangs erwähnten Art anzugeben, bei dem die
Querschubsteuereinrichtung auch mit einer - gegenüber bekann
ten derartigen Flugkörpern - relativ geringen Schubkraft eine
genaue Richtungsänderung erfährt, ohne daß die Flugstabilität
des Flugkörpers vor und nach der Steuerung hierunter leidet.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des kennzeichnenden
Teils des Anspruchs 1 gelöst. Weitere vorteilhafte Ausgestal
tungen der Erfindung offenbaren die Unteransprüche.
Im wesentlichen liegt der Erfindung der Gedanke zugrunde, die
Flugstabilität des Flugkörpers während der Lenkungsphase her
abzusetzen, so daß die Steuerung mit einer verminderten
Schubkraft erfolgen kann. Hierzu ist der Flugkörper mit einem
abwerfbaren Zusatzleitwerk versehen, welches auf einem fest
mit dem Flugkörper verbundenen konusförmigen Leitwerk ange
ordnet ist.
Während der Beschleunigungsphase des Flugkörpers sichern bei
de Leitwerke des Flugkörpers dessen Flugstabilität. Sobald
eine Steuerung des Flugkörpers vorgenommen werden soll (Lenk
phase), wird das Zusatzleitwerk dann abgesprengt. Die zur
Lenkung erforderliche Schubkraft ist dann relativ gering.
Das konusförmige Leitwerk ist derart dimensioniert, daß es
die Flugstabilität des Flugkörpers in der an die Lenkphase
sich anschließenden Endphase gewährleistet, da der Flugkörper
in dieser Phase eine gegenüber der Beschleunigungsphase ver
minderte Fluggeschwindigkeit aufweist und außerdem aufgrund
des verbrannten Brennstoffes der Querschubsteuereinrichtung
im Bereich der Geschoßspitze leichter geworden ist.
Um das Zusatzleitwerk auf einfache Weise absprengen zu können
ist es mehrteilig, vorzugsweise dreiteilig ausgebildet. Dabei
sind die Leitwerksteile mittels Trennschrauben verbunden, die
jeweils eine pyrotechnische Ladung enthalten, welche die je
weilige Schraube splitterfrei in zwei oder mehrere Teile
trennt.
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich
aus den folgenden anhand von Figuren erläuterten Ausführungs
beispielen. Es zeigen
Fig. 1 schematisch den Flugverlauf eines erfindungsgemäßen
Flugkörpers;
Fig. 2 eine Seitenansicht des heckseitigen Bereiches eines
erfindungsgemäßen Flugkörpers mit Leitwerkskonus und
Zusatzleitwerk und
Fig. 3 einen Querschnitt durch den in Fig. 2 dargestellten
Flugkörper entlang der dort mit III-III bezeichneten
Schnittlinie.
In Fig. 1 ist mit 1 ein lenkbares Geschoß mit einer in der
Nähe der Geschoßspitze 2 angeordneten Querschubsteuerein
richtung 3 bezeichnet, welches beispielsweise von einem aus
Übersichtlichkeitsgründen nicht dargestellten Geschütz ver
schossen wurde. Das Geschoß 1 besitzt heckseitig ein konus
förmiges Leitwerk 4. In der mit I bezeichneten Beschleuni
gungsphase, in der das Geschoß 1 auf seine Maximalgeschwin
digkeit beschleunigt wird und auf einer ballistischen Bahn
fliegt, ist an dem Leitwerk 4 des Geschosses 1 ein zusätz
liches, mehrere Flügel 5 aufweisendes, absprengbares Zusatz
leitwerk 6 angeordnet. Sowohl das Leitwerk 4 als auch das
Zusatzleitwerk 6 sind in der Beschleunigungsphase I für die
Gewährleistung einer ausreichenden Flugstabilität des Ge
schosses 1 erforderlich.
Hat das Geschoß 1 ein Ziel 7 entdeckt oder ist ihm dieses von
einem Feuerleitrechner des Geschützes mitgeteilt worden,
wirft das Geschoß 1 während der in Fig. 1 mit II bezeichneten
Lenkphase das Zusatzleitwerk 6 ab und aktiviert die Quer
schubsteuereinrichtung 3. Der durch die Querschubsteuerein
richtung 3 erzeugte heiße Gasstrahl 8 hat eine Schubkraft zur
Folge, die das Geschoß 1 um ihren Schwerpunkt 9 so lange in
Pfeilrichtung 10 dreht, bis die Geschoßspitze 2 zum Ziel 7
gerichtet ist.
Während der sich an die Lenkphase 11 anschließenden Endphase
III fliegt das Geschoß 1 dann ohne Zusatzleitwerk auf das
Ziel 7 zu. Das konusförmige Leitwerk 4 ist derart dimensio
niert, daß es aufgrund der verminderten Geschwindigkeit des
Geschosses 1 und des geringeren Gewichtes der Querschub
steuereinrichtung 2 während dieser Flugphase zur Erlangung
einer ausreichenden Flugstabilität ausreicht.
In Fig. 2 ist noch einmal der heckseitige Bereich eines er
findungsgemäßen Geschosses 1 dargestellt. Dabei ist das
konusförmige Leitwerk wiederum mit 4 bezeichnet. An dem
Flügelfuß 40 des Leitwerkes 4 ist das Zusatzleitwerk 6 be
festigt, welches dreiteilig ausgebildet ist. Die einzelnen
mit Flügeln 5 versehenen Leitwerksteile 11-13 (Fig. 3) werden
mittels sechs Trennschrauben 14, die jeweils eine pyrotech
nische Ladung enthalten, zusammengehalten.
Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf das vorstehend
beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt. So braucht es
sich beispielsweise bei der Aktivierung der
Querschubsteuereinrichtung nicht um eine Endphasensteuerung
eines Flugkörpers handeln, sondern es kann während der Lenk
phase auch lediglich eine Flugkorrektur durchgeführt werden,
sofern eine Soll-/Ist-Abweichung von einem vorgegebenem
Flugverlauf festgestellt wird.
Bezugszeichenliste
1 Geschoß, Flugkörper
2 Geschoßspitze
3 Querschubsteuereinrichtung
4 konusförmiges Leitwerk
40 Flügelfuß
5 Flügel
6 Zusatzleitwerk, Flügelleitwerk
7 Ziel
8 Gasstrahl
9 Schwerpunkt
10 Pfeilrichtung
11-13 Leitwerksteile
14 Trennschrauben
I Beschleunigungsphase
II Lenkphase
III Endphase
2 Geschoßspitze
3 Querschubsteuereinrichtung
4 konusförmiges Leitwerk
40 Flügelfuß
5 Flügel
6 Zusatzleitwerk, Flügelleitwerk
7 Ziel
8 Gasstrahl
9 Schwerpunkt
10 Pfeilrichtung
11-13 Leitwerksteile
14 Trennschrauben
I Beschleunigungsphase
II Lenkphase
III Endphase
Claims (6)
1. Leitwerkstabilisierter Flugkörper mit einer Querschub
steuereinrichtung (3), dadurch gekennzeichnet, daß der
Flugkörper (1) heckseitig ein konusförmiges Leitwerk (4)
aufweist, welches derart ausgelegt ist, daß der Flug
körper (1) nach Durchführung der Querschubsteuerung eine
ausreichende Flugstabilität besitzt, und daß an dem
konusförmigen Leitwerk (4) zur Stabilisierung des Flug
körpers (1) in seiner Flugphase bis zur Einleitung der
Querschubsteuerung ein Zusatzleitwerk (6) angeordnet,
welches mittels einer pyrotechnischen Ladung absprengbar
ist.
2. Leitwerkstabilisierter Flugkörper nach Anspruch 1, da
durch gekennzeichnet, daß es sich bei dem absprengbaren
Zusatzleitwerk (6) um ein Flügelleitwerk handelt.
3. Leitwerkstabilisierter Flugkörper nach Anspruch 2, da
durch gekennzeichnet, daß sich das Flügelleitwerk (6)
aus drei sich in Umfangsrichtung des Geschosses (1) er
streckenden Leitwerksteilen (11-13) zusammensetzt, die
mittels Trennschrauben (14) zusammengehalten werden.
4. Leitwerkstabilisierter Flugkörper nach Anspruch 3, da
durch gekennzeichnet, daß die Trennschrauben (14) je
weils eine pyrotechnische Ladung enthalten, welche die
jeweilige Schraube (14) zum Absprengen des Zusatzleit
werkes (6) splitterfrei in mindestens zwei Teile trennt.
5. Leitwerkstabilisierter Flugkörper nach einem der Ansprü
che 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Zusatzleit
werk (6) an dem Flügelfuß (40) des konusförmigen Leit
werkes (4) angeordnet ist.
6. Leitwerkstabilisierter Flugkörper nach einem der Ansprü
che 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß es sich bei dem
Zusatzleitwerk (6) um ein Stahlleitwerk handelt.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1995109346 DE19509346C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Leitwerkstabilisierter Flugkörper |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1995109346 DE19509346C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Leitwerkstabilisierter Flugkörper |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19509346A1 true DE19509346A1 (de) | 1996-09-19 |
DE19509346C2 DE19509346C2 (de) | 1999-08-05 |
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ID=7756721
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1995109346 Expired - Fee Related DE19509346C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Leitwerkstabilisierter Flugkörper |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE19509346C2 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2018199843A1 (en) * | 2017-04-28 | 2018-11-01 | Bae Systems Bofors Ab | Projectile with selectable angle of attack |
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DE3826615C2 (de) * | 1988-08-05 | 1995-06-08 | Rheinmetall Gmbh | Gierwinkelfreies Geschoß |
-
1995
- 1995-03-15 DE DE1995109346 patent/DE19509346C2/de not_active Expired - Fee Related
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KR20200023606A (ko) * | 2017-04-28 | 2020-03-05 | 비에이이 시스템즈 보포즈 아베 | 선택 가능한 어택 각도를 갖는 발사체 |
US11231259B2 (en) | 2017-04-28 | 2022-01-25 | Bae Systems Bofors Ab | Projectile with selectable angle of attack |
KR102518677B1 (ko) | 2017-04-28 | 2023-04-05 | 비에이이 시스템즈 보포즈 아베 | 선택 가능한 어택 각도를 갖는 발사체 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE19509346C2 (de) | 1999-08-05 |
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