DE2408104B2 - Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern - Google Patents
Führungssystem bei selbstgetriebenen FlugkörpernInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
Gegenstand der Hauptpatentanmeldung ist ein Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern, bei
dem am Flugkörper an zwei Stellen, die in Längsrichtung einen Abstand voneinander haben. Führungselemente
angeordnet sind, die durch eine Rihrungsvorrichtung geführt sind, wobei gemäß der Erfindung der
Hauptpatentanmeldung der Abstand der beiden Führungselemente vom Schwerpunkt des Flugkörpers so
groß ist, daß unter Berücksichtigung der Geschwindigkeit des Klugkörpers beim Verlassen der Führungsvorrichtung
der Flugkörper eine Abkippbewegung erhält,
die mindestens annähernd gleich der Winkelgeschwindigkeit (jo) der Bahnneigung ist. Die der Haupipatcntanmeldung
zugrunde liegende Erfindung geht von der Erkenntnis aus, daß jeder Flugkörper, wie überhaupt
jeder frei geworfene Körper, eine gekrümmte Flugbahn durchläuft, d. h. der Winkel γ der Hahntangente gegen
die Horizontale ändert sich mit einer für jeden Punkt
der Flugbahn charakteristischen, berechenbaren Winkelgeschwindigkeit γ. Hat ein sclbstgetriebener Flugkorper
die Führungsvorrichtung verlassen, so ist er. wenn von anderen Einwirkungen abgesehen werden
kann, bestrebt, die Richtung seiner Längsachse im Raum
beizubehalten. Dies führt aber dazu, daß die Richtung
seiner Längsachse nicht mit der Richtung der Tangente
der Flugbahn seines Schwerpunktes übereinstimmt, 1 Im diese, Übereinstimmung wieder hi'rztistellen, sind clic
Flugkörper nut Leitflächen versehen. Durch die Wirkung der Leitflächen wird dein Flugkörper eine
Drehung um -.lic hori/unlalc Querachse gegeben. Die
Winkelgeschwindigkeit dieser Drehung ist aber nun größer als die Winkelgeschwindigkeit der Bahnneigung.
Der Flugkörper dreht sich infolgedessen über die zu erstrebende Lage, bei der die Längsachse des
Flugkörpers mit der Tangente an die Flugbahn zusammenfällt, hinaus und wird durch das Leitwerk
wieder zurückgesteuert, d. h. es tritt ein Pendeln des Flugkörpers um die waagerechte Querachse ein. Beim
Gegenstand der Hauptpatentanmeldung, um Jiesen
Einschwingvorgang zu vermeiden oder weitgehend abzuschwächen, dem Flugkörper im Augenblick des
Verlassens der Führungsvorrichtung eine Winkelgeschwindigkeit um die horizontale Querachse gegeben,
die der Winkelgeschwindigkeit der Bahnneigung ent-
>5 sprechen soll. Dabei wurde von der Annahme
ausgegangen, daß eine günstige Wirkung erzielt wird, wenn die Abstände der beiden Führungselemente vom
Schwerpunkt so gewählt sind, daß die Winkelgeschwindigkeit der Achse des Flugkörpers beim Verlassen der
Führungsvorrichtung mindestens annähernd gleich der Winkelgeschwindigkeit der Bahnneigung bei Beginn des
freien Fluges ist.
Die vorliegende Zusatzerfindung geht von der Erkenntnis aus, daß die Abkippbewegung des Flugkörpers
auch beeinflußt werden kann durch die Wahl der Länge der Führungswege auf denen beim Start des
Flugkörpers die beiden Führungselemente jeweils im Kontakt mit der Führungsvorrichtung gehalten werden.
Die zu lösende Aufgabe bestand darin, ein Führungs-
in system gemäß der Hauptpatentanmeldung so auszugestalten,
daß eine weitere Beeinflussung der Abkippbewegung des Flugkörpers im Sinne einer Reduzierung
des oben beschriebenen Einschwingvorganges erreicht wird.
Aus der Tatsache, daß der absolute Betrag der Winkelgeschwindigkeit der Bahnneigung bei gering
beschleunigten Flugkörpern stark und bei hochbeschleunigten Flugkörpern weniger stark abnimmt,
ergibt sich als Lösung der Aufgabe, daß erfindungsgemaß die Differenz der Führungswege iür das vordere
Führungselement und das hintere Führungselement kleiner oder größer als der Abstand der Führungselemente
voneinander, aber größer als Null ist und so gewählt ist, daß die Winkelgeschwindigkeit β der
4r> Abkippbewegung der Flugkörperachse bei Beginn des
freien Fluges gleich ist einem Produkt f/ ■ γο, wobei η
eine Zahl ist, die unter Berücksichtigung der Dämp
fungseigenschaften des Flugkörpers in Abhängigkeit von seiner Geschwindigkeit unter Voraussetzung
">° minimaler Pendelung der Flugkörperachse gegenüber
der ßahntnngcntc bestimmbar ist und γ» die Winkelgeschwindigkeit
der Bahnneigung bei Beginn des freien Fluges ist.
Es hat sich ergeben, daß es in vielen Fällen vorteilhaft
r»r» ist. wenn die Differenz der I ührungswcge so gewählt ist,
daßij kleiner als !, also /i kleiner als γ» ist.
Im folgenden wird an Hand der Zeichnungen der Gegenstand der Zusatzerfindung beispielhaft weiter
erläutert.
m> Fig. I zeigt analog F i g. I des Hauptpatentes den
qualitativen Kurvcnvcrluiif des fiinschwingvorgangc.s
eines Flugkörpers ohne Anwendung des erfindungsgemäßen Führungssystems;
F i g. 2 zeigt in einer Darstellung analog Fig. I den
h'1 l'.inschwingvorgang eines Flugkörpers bei Anwendung
des erfmdiingsgemal.ten Fiihningssystems;
F ig. 5 bis 7 zeigen scheinaiisch einen flugkörper in
einer Führungsvorrichtung bei unterschiedlicher Aiisbil
dung der Führungsvorrichtung.
In Fig. 1 ist der Winke! der Tangente gegen die Horizontale mit γ und der Winkel der Längsachse des
Flugkörpers gegen die Horizontale mit β bezeichne!. /x„
ist der Abstellwinkel der Führungsvorrichtung. Es wird ο vorausgesetzt, daß das vordere und das hintere
Führungselement gleichzeitig die Führungsvorrichtung verlassen. Ein Abkippeffekt tritt also nicht ein. In dem
Augenblick, in welchem der Flugkörper die Führungsvorrichtung verläßt und damit unter der Einwirkung der
Schwerkraft zu fallen beginnt, beginnt der Winkel γ kleiner zu werden, während der Flugkörper auf Grund
der Trägheit bestrebt ist, den Neigungswinkel β beizubehalten und ihn dur.h den Einfluß des Leitwerkes
ändert, womit der dargestellte Einschwingvorgang einsetzt.
Nimmt der Bahntangentenwinkel γ bei Beginn der freien Flügbahn zuerst rasch ab, d. h. ist am Anfang der
Flugbahn die Bahntangentenwinkelgeschwindigkeit γ groß, um nach kurzer Zeit einen sehr viel kleineren
Wert anzunehmen, so würde, wenn bei Beginn des
freien Fluges infolge eines starken Abkippeffek es β = γ
wäre, eine Übersteuerung eintreten und der Flugkörper würde ebenso starke Pendelbewegungen ausführen, wie
bei einem Führungssystem ohne Abkippeffekt.
In Fig. 2 ist dargestellt, daß eine erhebliche Verbesserung des Einschwingvorganges erzielt werden
kann, wenn β kleiner ist als y.
Geht man davon aus. daß, wie bei der Hauptpatentanmeldung beschrieben, das vordere und das hintere ω
Führungselement bis zum Ende der Führungsvorrichtung geführt werden, so müßten, um eine geringe
Abkippwirkung zu erreichen, die Führungselemente näher aneinandergerückt werden. Dies ist aber wieder
unerwünscht, weil dl·: Lage der Längsachse des Flugkörpers umso besser definiert ist, je weiter die
beiden Führungselemente auseinander liegen.
In den Fig. 3 bis 7 ist stets der gleiche Abstund der
Führungselemente 1 und 2 voneinander und vom Schwerpunkt S"vorausgesetzt.
Bei der Ausführungsform nach F i g. J endet, wie beim
Gegenstand der Hauptpatentanmeldung vorausgesetzt, der Führungsweg für das vordere und das hintere
Führungselement an der gleichen Stelle. Die Differenz der beiden Führungswege entspricht also dem Abstand
der beiden Führungselemente I und ? voneinander. Die Abkippbewegung des Flugkörpers beginnt, wenn das
vordere Führungselement 1 die Führungsvorrichtung verläßt und endet, wenn das hintere Führungselement 2
du. Führungsvorrichtung -'crlafit. vi
in den F i g. 4 bis 7 ist angenommen, daß das vordere Führungselement 1 durch c'iie Führungsvorrichtung 4.
und das hintere Führungselement 2 durch cmc Führungsvorrichtung 5 geführt wird, wobei die beiden
Führungsvorrichtungen 4 und 5 voneinander unabhängig sind.
Endet, wie in F i g. 4 dargestellt, die Führungsvorrichtung
5 an der gleichen Stelle wie die Führungsvorrichtung 4: so liegen die gleichen Verhältnisse vor wie bei
der Anordnung nach F i g. 3, d. h. es tritt auch der gleiche Abkippeffekt ein.
Bei der Anordnung nach Fig. 5 ist die Führungsvorrichtung
5 für das hintere Führungselement 2 kürzer ais bei der Anordnung nach F i g. 4. Die Differenz k der
beiden Führungswege ist kleiner als der Abstand der beiden Führungselemente J und 2 voneinander. Das
Abkippen beginnt in diesem FaIi, wenn das vordere Führungselement 1 die Führungsvorrichtung 4 verläßt,
wobei das hintere Führungselement 2 noch durch die verkürzte Führungsvorrichtung 5 geführt wird, während
sich der Flugkörper urn die Strecke k weiterbewegt. Es tritt also ein Abkippeffekt ein, der aber kleiner ist als bei
den Anordnungen nach den F i g. 3 und 4.
Bei der Anordnung nach F i g. 6 sind beide Für.rungswege
verkürzt. Die FührungsvorriLii'ung 4 für das
vordere Führungselement 1 ist aber wt-niger als die Führungsvorrichtung 5 für das hintere Führungselement
2 verkürzt. Die Differenz /der beiden Führungswe^e ist
ebenfalls kleiner als der Abstand der beiden Führungselemente 1 und 2 voneinander. Es gilt aber / größe; k
Das Abkippen beginnt, wenn das Führungselement 1 die Führungsvorrichtung 4 verläßt. Von diesem Augenblick
an. hai das hintere Führungselement 2 noch die Strecke t zurückzulegen. Der Abkippeffekt ist hier größer als
bei der Anordnung nach F i g. 5.
Fig. 7 schließlich zeigt eine Anordnung, bei der der
F'ührungsweg d»r Führungsvorrichtung 5 so v. eit verkürzt ist. daß die beiden Führungselement 1 und 2
gleichzeitig ihre Führungsvorrichtung verlassen. Die
Differenz der beiden Führungswege ist Null geworden In diesem Fall ist auch der Abkippeffekt gleich Null.
Es zeigt sich somit, daß ohne den Abstand der beiden Führungselemente 1 und 2 voneinander und vom
Schwerpunkt S zu verändern, sehr verschiedene Abk'opeffekte eingestellt werden können, die von Null
bis. zu einem Maximaiwert reicht, welcher auftritt, wenn
die Differenz der Führungswege gleich im Abstand üer beiden Führungselemente voneinander ist
Es ist auch möglich, dur^h Verkürzung -lcr f uh-ungv
vorrichtung 4 für das vordere ί uhpmgseiemi ίι 1 die
Differenz der Führungswege größer /u machen ais der Abstand der Führungselemente I und 2 voneinander
Auf diese Weise wird der Abkippeffekt n<>< L v-ei-er
vergrößert.
So ist es insgcam! möglich, ein Optimum im
Zusammenhang mit der Ges;Mntführun;:slange de:
FühiLingssystems hinsichtlich minimaler P ende tu nt' /u
er/iekn.
Hierzu 2 Hlatt Zcichnuncen
Claims (2)
1. Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern, bei dem am Flugkörper an zwei Stellen, die in
Längsrichtung einen Abstand voneinander haben, Führungselemente angeordnet sind, die durch eine
Führungsvorrichtung geführt sind, wobei der Abstand der beiden Führungselemente vom Schwerpunkt
des Flugkörpers so groß ist, daß unter Berücksichtigung der Geschwindigkeit des Flugkörpers
beim Verlassen der Führungsvorrichtung der Flugkörper eine Abkippbewegung erhält, die mindestens
annähernd gleich der Winkelgeschwindigkeit der Bahnneigung ist nach Patentanmeldung
23 11760, dadurch gekennzeichnet, daß die Differenz (k, I) der Führungswege (4, 5) für das
vordere Führungselement (1) und das hintere Führungselement (2) kleiner oder größer als der
Abstand der Führungselemente (1, 2) voneinander, aber größer als Null ist und so gewählt ist, daß die
Winkelgeschwindigkeit β der Abkippbewegung der Flugkörperachse bei Beginn des Freifluges gleich
einem Produkt η · γο, wobei η eine Zahl ist, die unter
Berücksichtigung der Dämpfungseigenschaften des Flugkörpers in Abhängigkeit von seiner Geschwindigkeit
unter Voraussetzung n,inimaler Pendelung der Flugkörperachse gegenüber der Bahntangente
bestimmbar ist und γο die Winkelgeschwindigkeit der
Bahnneigung bei Beginn des freien Fluges ist.
2. Führungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Differenz (k. I) der
Führungswege (4, .5) so gewäh!: ist, daß η kleiner ist
als 1.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19742408104 DE2408104C3 (de) | 1974-02-20 | 1974-02-20 | Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern |
GB1061574A GB1428063A (en) | 1973-03-09 | 1974-03-08 | Missile system comprising a self-propelled missile and a laun ching device therefor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19742408104 DE2408104C3 (de) | 1974-02-20 | 1974-02-20 | Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2408104A1 DE2408104A1 (de) | 1975-08-28 |
DE2408104B2 true DE2408104B2 (de) | 1980-01-24 |
DE2408104C3 DE2408104C3 (de) | 1981-11-05 |
Family
ID=5907937
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19742408104 Expired DE2408104C3 (de) | 1973-03-09 | 1974-02-20 | Führungssystem bei selbstgetriebenen Flugkörpern |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2408104C3 (de) |
-
1974
- 1974-02-20 DE DE19742408104 patent/DE2408104C3/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2408104A1 (de) | 1975-08-28 |
DE2408104C3 (de) | 1981-11-05 |
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Legal Events
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C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
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