DE19845611A1 - Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern - Google Patents
Verfahren zur Flugbahnkorrektur von FlugkörpernInfo
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Abstract
Bei einem Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern mit einem Geschosskörper (1) und einem Zünder (2) werden dem Flugkörper ausfahrbare Korrekturelemente (10.1, 10.2) zugeordnet.
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Flugbahnkorrektur
von Flugkörpern mit einem Geschosskörper und gegebenenfalls
einem Zünder, sowie eine Vorrichtung hierfür.
Artilleriegeschosse werden von einer Rohrwaffe (Kanone oder
Haubitze) abgefeuert und fliegen ungelenkt entlang einer
ballistischen Flugbahn. Zur Erreichung der aerodynamischen
Stabilität, d. h. zur Vermeidung von Taumelbewegungen,
werden die Geschosse beim Abschuss in eine schnelle
Rotation um ihre Längsachse (Drall) versetzt.
Die Geschosse können je nach Art der artilleristischen
Anwendungen mit verschiedenen Gefechtsköpfen ausgerüstet
sein. Alle Geschosse sind jeweils mit einem Zünder
ausgestattet, der von vorne in das Geschoss eingeschraubt
wird. Die Aufgabe des Zünders ist es, den Gefechtskopf zur
Detonation zu bringen. Die Zünder können durch Aufschlag,
Zielannäherung oder nach einer vorgegebenen Flugzeit
aktiviert werden. Bei längerer Lagerung der Munition werden
die Zünder aus Sicherheitsgründen aus dem Geschoss
geschraubt.
Die vorliegende Erfindung betrifft vor allem
Artilleriegeschosse des Kalibers 155 mm. Die Flugbahnen
derartiger Artilleriegeschosse sind vielfältigen
Störeinflüssen ausgesetzt, die nur teilweise in der
Feuerkommandoberechnung berücksichtigt werden können.
Besonders bei höheren Schussweiten treten zunehmend
Restfehler auf, die eine reduzierte Treffgenauigkeit zur
Folge haben. Dies zeigt sich sowohl an einer vergrösserten
Streuung, d. h. Schuss-zu-Schuss-Ablage, als auch in einer
erhöhten Ablage des mittleren Treffpunktes einer Salve vom
vorgegebenen Ziel.
Die wirksamste Möglichkeit, sowohl die Streuung als auch
die Ablage des mittleren Treffpunktes zu reduzieren und
damit die Treffgenauigkeit jedes einzelnen Schusses zu
verbessern, bietet die Flugbahnkorrektur.
Die vorliegende Erfindung soll aber nicht nur auf
drallstabilisierte Geschosse angewendet werden können,
sondern auch auf pfeilstabilisierte Raketen. Hierbei ist
eine Drallreduktion nicht erforderlich. Ferner soll sie
auch anwendbar auf Flugkörper sein, die nicht unbedingt
einen Zünder beinhalten.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein
Verfahren und eine Vorrichtung zu entwickeln, mit der eine
Flugbahnkorrektur und eine Stabilisierung der Fluglage des
Flugkörpers auf einfache Art und Weise erfolgen kann, wobei
die Erfindung auch in bereits bestehende Geschosse
integriert werden soll.
Zur Lösung dieser Aufgabe führt, dass aus dem Flugkörper,
d. h., aus dem Geschosskörper, gegebenenfalls dem Zünder
und/oder einer separaten Korrektureinheit Korrekturelemente
ausgefahren werden.
Durch diese Korrekturelemente entsteht eine aerodynamische
Querkraft in die gewünschte Richtung, so das eine Korrektur
der Flugbahn des Flugkörpers erfolgt. Dies gilt sowohl für
sogenannte pfeilstabilisierte Raketen bzw. Flugkörper als
auch für drallstabilisierte Geschosse.
Bei der Anwendung der vorliegenden Erfindung auf
drallstabilisierte Flugkörper, insbesondere Artillerie
geschosse ist eine zur Drallreduktion zur aerodynamischen
Steuerung erforderlich. Dies ist ebenfalls Bestandteil
dieser Erfindung.
Gemäss der vorliegenden Erfindung können die
Korrekturelemente aus dem Geschosskörper, dem Zünder
und/oder einer separaten Korrektureinheit ausgefahren
werden. Die separate Korrektureinheit soll vor allem, aber
nicht ausschliesslich, bei Flugkörpern mit Drall Anwendung
finden.
Das Geschoss bzw. der Geschosskörper rotiert unverändert
mit der ursprünglichen Rollfrequenz um seine Längsachse und
gewährleistet die aerodynamische Stabilität längs der
Flugbahn. Nur die Korrektureinheit mit dem Sensor- und
Aktuatorsystem ist gegenüber dem Geschosskörper drehbar
gelagert. Durch eine aerodynamische Vorrichtung zur
Drallbremsung wird nur das Sensor- und Aktuatorsystem bzw.
die Korrektureinheit auf eine Rollfrequenz von wenigen
Umdrehungen pro Sekunde abgebremst. In diesem
Rollfrequenzbereich ist eine ausreichend genaue
Richtwirksamkeit der Aktuatoren für die Flugbahnkorrektur
erreichbar.
Bei dem erfindungsgemässen Verfahren ist vorgesehen, den
bestehenden Zünder durch einen anderen zu ersetzen, der die
erfindungsgemässe Korrektureinheit beinhaltet. Bei neu zu
entwickelnden Geschossen ist das hier beschriebene
Verfahren auch als integrierte Lösung realisierbar.
Für die Flugbahnkorrektur ist zum einen ein Sensorsystem
erforderlich, das eine zu erwartende Ablage vom Ziel bzw.
eine Ablage der aktuellen Flugbahn zu einer vorgegebenen
Referenzflugbahn erkennt, und ein Aktuatorsystem, das die
erkannte Ablage durch entsprechende Lenkmassnahmen
kompensiert.
In der Korrektureinheit befindet sich im wesentlichen ein
GPS-Empfänger (Global-Positioning-System-Empfänger), ein
Rollagensensor, ein aerodynamisches Aktuator-System und die
dazu gehörende Elektronik und Energieversorgung. Mit Hilfe
des GPS-Empfängers werden die Positionsdaten der aktuellen
Flugbahn ermittelt. Diese werden mit gespeicherten Daten
der Referenzflugbahn verglichen und hieraus Stellgrössen
für die Korrektur-Aktuatoren ermittelt. Die für den
jeweiligen Schuss gültige Referenzflugbahn wird vor dem
Abfeuern z. B. auf induktivem Weg im Geschosszünder
abgespeichert.
Die Antenne für den GPS-Empfänger ist bevorzugt in der
Spitze des Zünders bzw. der Korrektureinheit angebracht, um
auf diese Weise einen von der jeweiligen Rollage
unabhängigen Empfang der Satellitensignale zu ermöglichen.
Als Aktuatorsystem für die Flugbahnkorrektur ist bei der
vorliegenden Erfindung ein aerodynamisches Korrektursystem
vorgesehen. Durch aerodynamische Stellglieder werden
Querkräfte erzeugt, die zur Flugbahnkorrektur herangezogen
werden.
Im bevorzugten Ausführungsbeispiel sind als aerodynamisches
Korrektursystem zwei gegenüberliegende Flügel (Canards)
angeordnet, die periodisch mit der Rollfrequenz der
Korrektureinheit ein- und ausgefahren werden, so dass eine
aerodynamische Querkraft in die gewünschte Richtung
entsteht. Die Richtung der Querkraft und damit der
Korrektur ist durch den Phasenwinkel zwischen Rollage und
der periodischen Ein- und Ausfahrbewegung der Canards
bestimmt. Die periodische Ein- und Ausfahrbewegung der
Canards erfolgt bevorzugt durch elektrischen Antrieb über
eine Kurvenscheibe.
Für die gerichtete Korrektur ist die genaue Kenntnis über
die jeweilige Rollage der Korrektureinheit erforderlich.
Hierfür ist ein Rollagensensor vorgesehen, wie er
beispielsweise als Magnetfeldsensor in der DE 195 20 115.9
beschrieben ist.
Bei Rollfrequenzen von bis zu 300 Hz, die bei
drallstabilisierten Geschossen üblich sind, ist mit einem
aerodynamischen Korrektursystem kein gerichtetes
Korrigieren möglich. Aus diesem Grund ist erfindungsgemäss
die Korrektureinheit von dem Geschosskörper getrennt und
diesem gegenüber um die Längsachse des Geschosses drehbar
gelagert. Nur für diesen Teil wird während des Fluges durch
die feststehenden Canards die Rollfrequenz auf einen
relativ konstanten Wert von 5 bis 30 Hz abgebremst. In
diesem Frequenzbereich lässt sich mit dem aerodynamischen
Korrektursystem eine gerichtete Korrektur realisieren.
Die drehbare Lagerung der Korrektureinheit soll eine
möglichst geringe Reibung aufweisen. Hierzu ist eine
Luftlagerung vorgesehen, bei der Luft aus dem Staudruck an
der Zünderspitze entnommen wird und durch eine dünne
Rohrleitung zwischen die Gleitlagerfläche gedrückt wird.
Die grossen Gleitlagerflächen erlauben ausserdem die
Aufnahme der Beschleunigungskräfte beim Abschuss.
Weitere Vorteile, Merkmale und Einzelheiten der Erfindung
ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter
Ausführungsbeispiele sowie anhand der Zeichnung; diese
zeigt in
Fig. 1 einen schematisch dargestellten Querschnitt durch
ein drallstabilisiertes Artilleriegeschoss gemäss der
vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 einen vergrösserten Ausschnitt des Querschnitts
gemäss Fig. 1 im Bereich eines Zünders;
Fig. 3 eine schematische Darstellung eines Antriebs für
die Bewegung von Korrekturelementen für das
Artilleriegeschoss.
Ein erfindungsgemässes Artilleriegeschoss weist gemäss
Fig. 1 einen Geschosskörper 1 auf, auf den ein Zünder 2
aufgesetzt ist. Diesem Zünder 2 ist eine Korrektureinheit 5
zugeordnet, die gegenüber dem restlichen Teil 4 des Zünders
2 drehbar ist. Zwischen diesem Teil 4 und der
Korrektureinheit 5 wird eine Gleitlagerfläche 3
ausgebildet. Durch einen Luftkanal 8 wird aus einem
Staudruckbereich Luft zwischen die Gleitlagerflächen 3
gedrückt, wodurch eine Luftlagerung mit äusserst geringer
Reibung entsteht.
In Fig. 2 ist erkennbar, dass die Korrektureinheit 5 an
dem Teil 4 durch eine Einschnürung 9 axial fixiert ist.
In der Korrektureinheit 5 sind zwei Korrekturelemente 10.1
und 10.2 vorgesehen, die aus Korrekturflügeln (Canards)
bestehen. Diese Canards sitzen in entsprechenden
Ausnehmungen 17.1 und 17.2 in der Korrektureinheit 5 und
sind dort entsprechend dem Doppelpfeil verschiebbar
angeordnet.
Die Bewegung der Canards in Richtung der Doppelpfeile wird
durch einen Antrieb bewirkt, der im vorliegenden
Ausführungsbeispiel eine elliptische Kurvenscheibe 11
aufweist, die über eine Kupplung 13 vorzugsweise durch
einen Elektromotor 12 angetrieben wird. Die elliptische
Kurvenscheibe 11 ist in Fig. 3 näher gezeigt.
Durch die Kurvenscheibe 11 werden die Canards 10.1 und 10.2
nach aussen gedrückt, die Rückstellung erfolgt
beispielsweise durch Federkraft.
An der Spitze der Korrektureinheit 5 befindet sich eine
Antenne 6 für einen nicht näher gezeigten GPS-Empfänger. Im
übrigen Raum der drehbar gelagerten Korrektureinheit 5
befindet sich noch ein Rollagensensor 7, ein GPS-
Empfänger, Elektronik und Energieversorgung. Letztere sind
der Übersichtlichkeit halber nicht gezeigt.
Die Funktionsweise der vorliegenden Erfindung ist folgende:
Bevorzugt in der Elektronik der Korrektureinheit befinden sich Werte für eine gespeicherte Referenzflugbahn. Die Positionswerte der aktuellen Flugbahn werden mit Hilfe der GPS-Navigation ermittelt, wobei die Antenne 6 die entsprechenden Signale empfängt und sie an den GPS-Empfänger weitergibt. Aus den Ablagen werden die erforderlichen Korrektursignale berechnet.
Bevorzugt in der Elektronik der Korrektureinheit befinden sich Werte für eine gespeicherte Referenzflugbahn. Die Positionswerte der aktuellen Flugbahn werden mit Hilfe der GPS-Navigation ermittelt, wobei die Antenne 6 die entsprechenden Signale empfängt und sie an den GPS-Empfänger weitergibt. Aus den Ablagen werden die erforderlichen Korrektursignale berechnet.
Für eine ordnungsgemässe Korrektur der Flugbahn ist die
genaue Kenntnis über die jeweilige Rollage der
Korrektureinheit erforderlich. Hierfür ist der
Rollagensensor 7 vorgesehen.
Durch zwei feststehende Canards 15.1 und 15.2 wird die
Rollfrequenz der Korrektureinheit 5 auf 5 bis 30 Hz
reduziert. Die Korrektur erfolgt nun durch die periodisch
ausfahrenden Canards 10.1 und 10.2, die beide einen
Anstellwinkel in gleicher Richtung besitzen. Auf diese
Weise tritt im ausgefahrenen Zustand eine aerodynamische
Querkraft senkrecht zur Schnittebene von Fig. 1 und 2 auf.
Die Canards werden synchron aus- und eingefahren, damit als
Ergebnis eine resultierende Querkraft in die gewünschte
Korrekturrichtung entsteht.
Das periodische Aus- und Einfahren der Canards erfolgt über
die elliptische Kurvenscheibe 11, die über die Kupplung 13
durch den Elektromotor 12 angetrieben wird. Der Vorteil
dieses Verfahrens liegt unter anderem darin, dass die auf
die Canards wirkenden aerodynamischen Kräfte von der
mechanischen Führung aufgefangen werden und daher keine
grossen elektrischen Drehmomente erforderlich sind.
Der Elektromotor oder eine vergleichbare Antriebseinheit
läuft mit bevorzugt konstanter Drehgeschwindigkeit, die von
der Rollrate der Korrektureiheit 5 abhängt. Bei gewünschter
Korrektur wird die Kurvenscheibe 11 phasenrichtig über die
Kupplung 13 zugeschaltet.
Vor und nach der Korrektur bleiben die Canards 10.1 und
10.2 eingefahren. Für die Geschwindigkeitsregelung des
Elektromotors oder einer sonstigen Antriebseinheit und für
das phasenrichtige Zuschalten der Kurvenscheibe 11 ist in
erster Linie der Rollagensensor 7 erforderlich.
Bei dieser aerodynamischen Korrektur besteht das
Korrektursignal aus dem Zeitpunkt, an dem die Korrektur
beginnt, der Dauer der Korrektur und der Rollage, in welche
die aerodynamische Querkraft wirken soll. Hierbei ist der
Zeitpunkt des Beginns und die Dauer der Korrektur ein Mass
für die Wirkung. Je früher die Korrektur beginnt und je
länger sie andauert, desto grösser ist die Wirksamkeit.
Während der Korrektur selbst bleibt das Geschosss weiterhin
drallstabilisiert.
1
Geschosskörper
2
Zünder
3
Gleitlagerfläche
4
Teil
5
Korrektureinheit
6
Antenne
7
Rollagensensor
8
Luftkanal
9
Einschnürung
10
Korrekturelement
11
Kurvenscheibe
12
Motor
13
Kupplung
14
15
feststehende Candards
16
17
Ausnehmung
Claims (16)
1. Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern mit
einem Geschosskörper (1) und gegebenenfalls einem Zünder
(2),
dadurch gekennzeichnet,
dass aus dem Flugkörper, d. h., aus dem Geschosskörper (1),
gegebenenfalls dem Zünder (2) und/oder einer separaten
Korrektureinheit (5) Korrekturelemente (10.1, 10.2)
ausgefahren werden.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass
in zeitlichen Abständen Korrekturelemente (10.1, 10.2) aus
dem Flugkörper ausgefahren werden.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, dass die Korrektureinheit (5) während des
Fluges dreht und deren Rollgeschwindigkeit mit
aerodynamischen Mitteln angepasst wird.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch
gekennzeichnet, dass Positionsdaten der aktuellen Flugbahn
ermittelt, mit gespeicherten Daten einer Referenzflugbahn
verglichen und hieraus Stellgrössen für die Korrektur
elemente (10.1, 10.2) ermittelt werden.
5. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1-4,
dadurch gekennzeichnet, dass eine Rollfrequenz der
Korrektureinheit (5) auf 5 bis 30 Hz abgebremst wird.
6. Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern mit
einem Geschosskörper (1) und gegebenenfalls einem Zünder
(2), dadurch gekennzeichnet, dass dem Flugkörper, d. h., dem
Geschosskörper (1), gegebenenfalls Zünder (2) und/oder
einer separaten Korrektureinheit (5) ausfahrbare
Korrekturelemente (10.1, 10.2) zugeordnet sind.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,
dass an dem Geschosskörper (1) die Korrektureinheit (5)
drehbar gelagert ist.
8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet,
dass zwischen Geschosskörper (1) und Korrektureinheit (5)
ein Luftlager ausgebildet ist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,
dass eine Gleitlagerfläche (3) zwischen Geschosskörper (1)
und Korrektureinheit (5) über einen Luftkanal (8) mit einer
Luftquelle (Staudruck) in Verbindung steht.
10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7-9, dadurch
gekennzeichnet, dass die in zeitlichen Abständen
ausfahrende Korrekturelemente (10.1, 10.2) Teil eines
aerodynamischen Aktuator-Systems sind.
11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,
dass die Korrekturelemente (10.1, 10.2) als kleine Flügel
(Canards) ausgebildet sind.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet,
dass den Flügeln eine angetriebene Kurvenscheibe (11)
zugeordnet ist.
13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10-12, dadurch
gekennzeichnet, dass zwischen einem Antrieb (12) und den
ausfahrenden Korrekturelementen (10.1, 10.2) eine Kupplung
(13) vorgesehen ist.
14. Vorrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 7-13,
dadurch gekennzeichnet, dass der Korrektureinheit (5) auch
ein GPS-Empfänger, ein Rollagensensor (7) und eine Antenne
(6) zugeordnet ist.
15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet,
dass die Antenne (6) an der Spitze der Korrektureinheit (5)
bzw. des Zünders (2) angeordnet ist.
16. Vorrichtung nach wenigstens einem der Ansprüche 7-15,
dadurch gekennzeichnet, dass die Korrektureinheit (5) Teil
des Zünders (2) ist, der von vorne auf den Geschosskörper
(1) aufgesetzt und diesem gegenüber drehbar gelagert ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19845611A DE19845611A1 (de) | 1998-07-27 | 1998-10-05 | Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19833710 | 1998-07-27 | ||
DE19845611A DE19845611A1 (de) | 1998-07-27 | 1998-10-05 | Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19845611A1 true DE19845611A1 (de) | 2000-02-10 |
Family
ID=7875423
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19845611A Ceased DE19845611A1 (de) | 1998-07-27 | 1998-10-05 | Verfahren zur Flugbahnkorrektur von Flugkörpern |
Country Status (1)
Country | Link |
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- 1998-10-05 DE DE19845611A patent/DE19845611A1/de not_active Ceased
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
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8125 | Change of the main classification |
Ipc: F41G 9/00 |
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8131 | Rejection |